KR20220037186A - Turbine vane, turbine including the same - Google Patents

Abstract

The present invention relates to a turbine vane and a turbine including the same. The present invention provides the turbine vane with improved cooling efficiency, and the turbine. The turbine vane according to one aspect of the present invention comprises: an airfoil having a leading edge and a trailing edge; an inner shroud disposed at one end of the airfoil and supporting the airfoil; and an outer shroud disposed at the other end of the airfoil, supporting the airfoil, and facing the inner shroud. The airfoil includes: a first cooling passage connected to the leading edge; a second cooling passage connected to the trailing edge; and an inside partition wall separating the first cooling passage and the second cooling passage. A plurality of openings are formed in the inside partition wall. The openings may be arranged to be spaced apart from each other in the height direction of the inside partition wall.

Description

터빈 베인 및 이를 포함하는 터빈{TURBINE VANE, TURBINE INCLUDING THE SAME}Turbine vane and turbine including same

본 발명은 터빈 베인, 및 이를 포함하는 터빈에 관한 것이다. The present invention relates to a turbine vane and a turbine comprising the same.

가스 터빈은 압축기에서 압축된 압축 공기와 연료를 혼합하여 연소시키고, 연소로 발생된 고온의 가스로 터빈을 회전시키는 동력 기관이다. 가스 터빈은 발전기, 항공기, 선박, 기차 등을 구동하는데 사용된다. A gas turbine is a power engine that mixes and burns compressed air and fuel compressed in a compressor, and rotates the turbine with high-temperature gas generated by combustion. Gas turbines are used to power generators, aircraft, ships, trains, and the like.

일반적으로 가스 터빈은 압축기, 연소기 및 터빈을 포함한다. 압축기는 외부 공기를 흡입하여 압축한 후 연소기로 전달한다. 압축기에서 압축된 공기는 고압 및 고온의 상태가 된다. 연소기는 압축기로부터 유입된 압축 공기와 연료를 혼합해서 연소시킨다. 연소로 인해 발생된 연소 가스는 터빈으로 배출된다. 연소 가스에 의해 터빈 내부의 터빈 블레이드가 회전하게 되며, 이를 통해 동력이 발생된다. 발생된 동력은 발전, 기계 장치의 구동 등 다양한 분야에 사용된다.A gas turbine generally includes a compressor, a combustor and a turbine. The compressor sucks in the outside air, compresses it, and delivers it to the combustor. The compressed air in the compressor is in a state of high pressure and high temperature. The combustor mixes and combusts the compressed air introduced from the compressor and fuel. The combustion gases generated by the combustion are discharged to the turbine. The turbine blades inside the turbine are rotated by the combustion gas, and power is generated through this. The generated power is used in various fields such as power generation and driving of mechanical devices.

최근에는 터빈읜 효율을 증가시키기 위하여 터빈으로 유입되는 가스의 온도(Turbine Inlet Temperature: TIT)가 지속적으로 상승하는 추세에 있는데, 이로 인하여 터빈 블레이드의 내열처리 및 냉각의 중요성이 부각되고 있다.In recent years, the temperature of the gas flowing into the turbine (Turbine Inlet Temperature: TIT) is continuously increasing in order to increase the efficiency of the turbine blade, and for this reason, the importance of heat-resistant treatment and cooling of the turbine blades is being emphasized.

터빈 블레이드를 냉각하기 위한 방법으로는 필름 쿨링과 인터널 쿨링 방식이 있다. 필름 쿨링 방식은 터빈 블레이드의 외면에 코팅막을 형성하여 외부에서 블레이드로 열전달을 막는 방식이다. 필름 쿨링 방식에 의하면 블레이드에 도포되는 내열도료가 블레이드의 내열 특성 및 기계적 내구성을 결정된다.As a method for cooling the turbine blades, there are film cooling and internal cooling methods. The film cooling method is a method to prevent heat transfer from the outside to the blade by forming a coating film on the outer surface of the turbine blade. According to the film cooling method, the heat-resistant paint applied to the blade determines the heat-resistant properties and mechanical durability of the blade.

인터널 쿨링 방식은 냉각유체와 블레이드의 열교환을 통해서 블레이드를 냉각하는 방식이다. 일반적으로 터빈 블레이드는 가스터빈의 압축기로부터 추출된 압축된 냉각 공기를 이용하여 냉각한다. The internal cooling method is a method of cooling the blade through heat exchange between the cooling fluid and the blade. In general, turbine blades are cooled using compressed cooling air extracted from a compressor of a gas turbine.

인터널 쿨링 방식은 냉각유체와 블레이드의 열교환을 통해서 블레이드를 냉각하는 방식이다. 일반적으로 터빈 블레이드는 가스터빈의 압축기로부터 추출된 압축된 냉각 공기를 이용하여 냉각한다. 압축기에 의해 압축된 압축 공기는 가스 터빈의 연소기에서 사용하기 위해 생성되는 것이므로, 터빈 블레이드의 냉각을 위해 압축기로부터 추출되는 압축 공기의 양을 증가시킨다면 가스 터빈의 전체 효율이 저하된다. 따라서 효율적인 블레이드의 냉각을 위해서는 적은 양의 냉각유체로 블레이드를 전체적으로 균등하게 냉각해야 한다.The internal cooling method is a method of cooling the blade through heat exchange between the cooling fluid and the blade. In general, turbine blades are cooled using compressed cooling air extracted from a compressor of a gas turbine. Since the compressed air compressed by the compressor is generated for use in the combustor of the gas turbine, increasing the amount of compressed air extracted from the compressor for cooling the turbine blades reduces the overall efficiency of the gas turbine. Therefore, for efficient blade cooling, it is necessary to uniformly cool the entire blade with a small amount of cooling fluid.

상기한 바와 같은 기술적 배경을 바탕으로, 본 발명은 냉각 효율이 향상된 터빈 베인, 및 터빈을 제공한다.Based on the technical background as described above, the present invention provides a turbine vane with improved cooling efficiency, and a turbine.

본 발명의 일 측면에 따른 터빈 베인은 리딩 엣지 및 트레일링 엣지를 갖는 에어포일, 상기 에어포일의 일단에 배치되어 상기 에어포일을 지지하는 내측 슈라우드, 및 상기 에어포일의 타단에 배치되어 상기 에어포일을 지지하되 상기 내측 슈라우드와 마주하는 외측 슈라우드를 포함하고, 상기 에어포일은, 상기 리딩 엣지와 연결된 제1 냉각 유로, 상기 트레일링 엣지와 연결된 제2 냉각 유로, 상기 제1 냉각 유로와 상기 제2 냉각 유로를 분리하는 내부 격벽을 포함하고, 상기 내부 격벽에는 복수의 개구가 형성되며, 상기 개구는 상기 내부 격벽의 높이방향으로 이격 배열될 수 있다.A turbine vane according to an aspect of the present invention includes an airfoil having a leading edge and a trailing edge, an inner shroud disposed at one end of the airfoil to support the airfoil, and an airfoil disposed at the other end of the airfoil and an outer shroud facing the inner shroud, wherein the airfoil includes a first cooling passage connected to the leading edge, a second cooling passage connected to the trailing edge, the first cooling passage and the second An inner partition for separating the cooling passage is included, and a plurality of openings are formed in the inner partition, and the openings may be arranged to be spaced apart from each other in a height direction of the inner partition.

본 발명의 일 측면에 따른 복수의 상기 개구는 상기 내부 격벽의 폭방향으로 이격 배열될 수 있다.The plurality of openings according to an aspect of the present invention may be arranged to be spaced apart from each other in a width direction of the inner partition wall.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 제2 냉각 유로의 내부에는 상기 개구를 통해서 이동된 냉각 공기를 감싸는 후방 튜브가 설치되며, 상기 후방 튜브에는 복수의 분사 홀이 형성될 수 있다.A rear tube surrounding the cooling air moved through the opening is installed inside the second cooling passage according to an aspect of the present invention, and a plurality of injection holes may be formed in the rear tube.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 후방 튜브는 상기 에어포일의 내측 벽면과 마주하며 상기 에어포일의 벽면에서 간격을 두고 이격된 측면 냉각부와 2개의 측면 냉각부를 연결하며 호형으로 만곡된 후방 냉각부를 포함할 수 있다.The rear tube according to an aspect of the present invention faces the inner wall surface of the airfoil and connects the side cooling unit and the two side cooling units spaced apart from the wall surface of the airfoil, and includes a curved rear cooling unit can do.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 측면 냉각부의 선단은 상기 내부 격벽에 고정될 수 있다.The front end of the side cooling unit according to an aspect of the present invention may be fixed to the inner partition wall.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 측면 냉각부의 선단은 상기 에어포일의 내측 벽면에 고정될 수 있다.The front end of the side cooling unit according to an aspect of the present invention may be fixed to the inner wall surface of the airfoil.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 제1 냉각 유로의 내부에는 복수의 분사 홀이 형성된 전방 튜브가 형성될 수 있다.A front tube having a plurality of injection holes formed therein may be formed in the first cooling passage according to an aspect of the present invention.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 전방 튜브는 내측 격벽과 마주하는 내측 지지부와 상기 에어포일의 내측 벽면과 마주하는 전방 냉각부를 포함할 수 있다.The front tube according to an aspect of the present invention may include an inner support portion facing the inner partition wall and a front cooling portion facing the inner wall surface of the airfoil.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 전방 튜브에서 상기 분사 홀은 상기 내측 지지부에만 형성될 수 있다.In the front tube according to an aspect of the present invention, the injection hole may be formed only in the inner support part.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 전방 튜브는 관 형상으로 이루어질 수 있다.The front tube according to an aspect of the present invention may be formed in a tubular shape.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 개구는 타원 형상으로 이루어질 수 있다.The opening according to an aspect of the present invention may be formed in an elliptical shape.

본 발명의 일 측면에 따른 터빈은 회전 가능한 로터 디스크와, 상기 로터 디스크에 설치되는 복수의 터빈 블레이드와, 상기 터빈 블레이드 사이에 배치된 복수의 터빈 베인을 포함하며, 상기 터빈 베인은 리딩 엣지 및 트레일링 엣지를 갖는 에어포일, 상기 에어포일의 일단에 배치되어 상기 에어포일을 지지하는 내측 슈라우드, 및 상기 에어포일의 타단에 배치되어 상기 에어포일을 지지하되 상기 내측 슈라우드와 마주하는 외측 슈라우드를 포함하고, 상기 에어포일은, 상기 리딩 엣지와 연결된 제1 냉각 유로, 상기 트레일링 엣지와 연결된 제2 냉각 유로, 상기 제1 냉각 유로와 상기 제2 냉각 유로를 분리하는 내부 격벽을 포함하고, 상기 내부 격벽에는 복수의 개구가 형성되며, 상기 개구는 상기 내부 격벽의 높이방향으로 이격 배열될 수 있다.A turbine according to an aspect of the present invention includes a rotatable rotor disk, a plurality of turbine blades installed on the rotor disk, and a plurality of turbine vanes disposed between the turbine blades, wherein the turbine vane includes a leading edge and a trail An airfoil having a ring edge, an inner shroud disposed at one end of the airfoil to support the airfoil, and an outer shroud disposed at the other end of the airfoil to support the airfoil but facing the inner shroud , The airfoil includes a first cooling passage connected to the leading edge, a second cooling passage connected to the trailing edge, and an inner partition separating the first cooling passage and the second cooling passage, the inner partition A plurality of openings are formed, and the openings may be arranged to be spaced apart from each other in a height direction of the inner partition wall.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 제2 냉각 유로의 내부에는 상기 개구를 통해서 이동된 냉각 공기를 감싸는 후방 튜브가 설치되며, 상기 후방 튜브에는 복수의 분사 홀이 형성될 수 있다.A rear tube surrounding the cooling air moved through the opening is installed inside the second cooling passage according to an aspect of the present invention, and a plurality of injection holes may be formed in the rear tube.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 후방 튜브는 상기 에어포일의 내측 벽면과 마주하며 상기 에어포일의 벽면에서 간격을 두고 이격된 측면 냉각부와 2개의 측면 냉각부를 연결하며 호형으로 만곡된 후방 냉각부를 포함할 수 있다.The rear tube according to an aspect of the present invention faces the inner wall surface of the airfoil and connects the side cooling unit and the two side cooling units spaced apart from the wall surface of the airfoil, and includes a curved rear cooling unit can do.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 측면 냉각부의 선단은 상기 내부 격벽에 고정될 수 있다.The front end of the side cooling unit according to an aspect of the present invention may be fixed to the inner partition wall.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 측면 냉각부의 선단은 상기 에어포일의 내측 벽면에 고정될 수 있다.The front end of the side cooling unit according to an aspect of the present invention may be fixed to the inner wall surface of the airfoil.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 제1 냉각 유로의 내부에는 복수의 분사 홀이 형성된 전방 튜브가 형성될 수 있다.A front tube having a plurality of injection holes formed therein may be formed in the first cooling passage according to an aspect of the present invention.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 전방 튜브는 내측 격벽과 마주하는 내측 지지부와 상기 에어포일의 내측 벽면과 마주하는 전방 냉각부를 포함할 수 있다.The front tube according to an aspect of the present invention may include an inner support portion facing the inner partition wall and a front cooling portion facing the inner wall surface of the airfoil.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 전방 튜브에서 상기 분사 홀은 상기 내측 지지부에만 형성될 수 있다.In the front tube according to an aspect of the present invention, the injection hole may be formed only in the inner support part.

본 발명의 일 측면에 따른 상기 전방 튜브는 관 형상으로 이루어질 수 있다.The front tube according to an aspect of the present invention may be formed in a tubular shape.

본 발명의 일 측면에 따른 터빈 베인, 및 터빈에 의하면 내부 격벽에 복수의 개구가 형성되므로 제1 냉각 유로에서 제2 냉각 유로로 냉각 공기가 신속하기 이동하고, 유동 정체 영역을 최소화할 수 있다. According to the turbine vane and the turbine according to an aspect of the present invention, since a plurality of openings are formed in the inner partition wall, cooling air can rapidly move from the first cooling passage to the second cooling passage, and the flow stagnant area can be minimized.

도 1은 본 발명의 제1 실시예에 따른 가스 터빈의 내부가 도시된 도면이다.
도 2는 도 1의 가스 터빈의 일부를 잘라 본 단면도이다.
도 3은 본 발명의 제1 실시예에 따른 터빈 베인을 도시한 사시도이다.
도 4는 본 발명의 제1 실시예에 따른 터빈 베인을 도시한 종단면도이다.
도 5는 본 발명의 제1 실시예에 따른 에어포일을 도시한 횡단면도이다.
도 6은 본 발명의 제2 실시예에 따른 에어포일을 도시한 횡단면도이다.
도 7은 본 발명의 제3 실시예에 따른 내부 격벽을 도시한 사시도이다.1 is a view showing the inside of a gas turbine according to a first embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a cross-sectional view of a part of the gas turbine of FIG. 1 .
3 is a perspective view showing a turbine vane according to a first embodiment of the present invention.
4 is a longitudinal cross-sectional view showing a turbine vane according to the first embodiment of the present invention.
5 is a cross-sectional view showing an airfoil according to a first embodiment of the present invention.
6 is a cross-sectional view showing an airfoil according to a second embodiment of the present invention.
7 is a perspective view illustrating an internal partition wall according to a third embodiment of the present invention.

본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예를 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변환, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.Since the present invention can apply various transformations and can have various embodiments, specific embodiments are illustrated and described in detail in the detailed description. However, this is not intended to limit the present invention to specific embodiments, and should be understood to include all modifications, equivalents, and substitutes included in the spirit and scope of the present invention.

본 발명에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 발명에서, '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. The terms used in the present invention are only used to describe specific embodiments, and are not intended to limit the present invention. The singular expression includes the plural expression unless the context clearly dictates otherwise. In the present invention, terms such as 'comprising' or 'having' are intended to designate that the features, numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof described in the specification exist, and one or more other features It should be understood that this does not preclude the existence or addition of numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof.

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, preferred 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 denoted by the same reference numerals as much as possible. In addition, detailed descriptions of well-known functions and configurations that may obscure the gist of the present invention will be omitted. For the same reason, some components are exaggerated, omitted, or schematically illustrated in the accompanying drawings.

이하에서는 본 발명의 제1 실시예에 따른 가스 터빈에 대해서 설명한다.Hereinafter, a gas turbine according to a first embodiment of the present invention will be described.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부가 도시된 도면이며, 도 2는 도 1의 가스 터빈의 일부를 잘라 본 종단면도이다. FIG. 1 is a view showing the inside of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a longitudinal cross-sectional view of a part of the gas turbine of FIG. 1 .

도 1 및 도 2를 참조하여 설명하면, 본 실시예를 따르는 가스 터빈(1000)의 열역학적 사이클은 이상적으로는 브레이튼 사이클(Brayton cycle)을 따를 수 있다. 브레이튼 사이클은 등엔트로피 압축(단열 압축), 정압 급열, 등엔트로피 팽창(단열 팽창), 정압 방열로 이어지는 4가지 과정으로 구성될 수 있다. 즉, 대기의 공기를 흡입하여 고압으로 압축한 후 정압 환경에서 연료를 연소하여 열에너지를 방출하고, 이 고온의 연소 가스를 팽창시켜 운동에너지로 변환시킨 후에 잔여 에너지를 담은 배기가스를 대기 중으로 방출할 수 있다. 즉, 압축, 가열, 팽창, 방열의 4 과정으로 사이클이 이루어질 수 있다. 1 and 2, the thermodynamic cycle of the gas turbine 1000 according to the present embodiment may ideally follow the Brayton cycle. The Brayton cycle can consist of four processes leading to isentropic compression (adiabatic compression), static pressure rapid heat, isentropic expansion (adiabatic expansion), and static pressure dissipation. That is, after sucking in air from the atmosphere, compressing it to a high pressure, burning fuel in a static pressure environment to release heat energy, expanding this high-temperature combustion gas to convert it into kinetic energy, and then releasing the exhaust gas containing the remaining energy into the atmosphere. can That is, the cycle can be made in four processes of compression, heating, expansion, and heat dissipation.

위와 같은 브레이튼 사이클을 실현하는 가스 터빈(1000)은 도 1에 도시된 바와 같이, 압축기(1100), 연소기(1200) 및 터빈(1300)을 포함할 수 있다. 이하의 설명은 도 1을 참조하겠지만, 본 발명의 설명은 도 1에 예시적으로 도시된 가스 터빈(1000)과 동등한 구성을 가진 터빈 기관에 대해서도 폭넓게 적용될 수 있다.As shown in FIG. 1 , the gas turbine 1000 realizing the above Brayton cycle may include a compressor 1100 , a combustor 1200 , and a turbine 1300 . The following description will refer to FIG. 1 , but the description of the present invention may be broadly applied to a turbine engine having a configuration equivalent to that of the gas turbine 1000 exemplarily illustrated in FIG. 1 .

도 1을 참조하면, 가스 터빈(1000)의 압축기(1100)는 외부로부터 공기를 흡입하여 압축할 수 있다. 압축기(1100)는 압축기 블레이드(1130)에 의해 압축된 압축 공기를 연소기(1200)에 공급하고, 또한 가스 터빈(1000)에서 냉각이 필요한 고온 영역에 냉각용 공기를 공급할 수 있다. 이때, 흡입된 공기는 압축기(1100)에서 단열 압축 과정을 거치게 되므로, 압축기(1100)를 통과한 공기의 압력과 온도는 올라가게 된다. Referring to FIG. 1 , a compressor 1100 of a gas turbine 1000 may suck air from the outside and compress it. The compressor 1100 may supply compressed air compressed by the compressor blade 1130 to the combustor 1200 , and may also supply cooling air to a high temperature region requiring cooling in the gas turbine 1000 . At this time, since the sucked air undergoes an adiabatic compression process in the compressor 1100 , the pressure and temperature of the air passing through the compressor 1100 are increased.

압축기(1100)는 원심 압축기(centrifugal compressors)나 축류 압축기(axial compressor)로 설계되는데, 소형 가스 터빈에서는 원심 압축기가 적용되는 반면, 도 1에 도시된 것과 같은 대형 가스 터빈(1000)은 대량의 공기를 압축해야 하기 때문에 다단 축류 압축기(1100)가 적용되는 것이 일반적이다. 이때, 다단 축류 압축기(1100)에서는, 압축기(1100)의 블레이드(1130)는 센터 타이로드(1120)와 로터 디스크의 회전에 따라 회전하여 유입된 공기를 압축하면서 압축된 공기를 후단의 압축기 베인(1140)으로 이동시킨다. 공기는 다단으로 형성된 블레이드(1130)를 통과하면서 점점 더 고압으로 압축된다. The compressor 1100 is designed as centrifugal compressors or axial compressors. In a small gas turbine, a centrifugal compressor is applied, whereas a large gas turbine 1000 as shown in FIG. 1 has a large amount of air. Since it is necessary to compress the multi-stage axial flow compressor 1100 is generally applied. At this time, in the multi-stage axial flow compressor 1100, the blade 1130 of the compressor 1100 rotates according to the rotation of the center tie rod 1120 and the rotor disk and compresses the introduced air, and the compressed air is transferred to the rear end of the compressor vane ( 1140). As the air passes through the blades 1130 formed in multiple stages, it is compressed at a higher pressure.

압축기 베인(1140)은 하우징(1150)의 내부에 장착되며, 복수의 압축기 베인(1140)이 단을 형성하며 장착될 수 있다. 압축기 베인(1140)은 전단의 압축기 블레이드(1130)로부터 이동된 압축 공기를 후단의 블레이드(1130) 측으로 안내한다. 일 실시예에서 복수의 압축기 베인(1140) 중 적어도 일부는 공기의 유입량의 조절 등을 위해 정해진 범위 내에서 회전 가능하도록 장착될 수 있다. The compressor vane 1140 is mounted inside the housing 1150 , and a plurality of compressor vanes 1140 may be mounted to form a stage. The compressor vane 1140 guides the compressed air moved from the compressor blade 1130 of the front end toward the blade 1130 of the rear end. In an embodiment, at least some of the plurality of compressor vanes 1140 may be mounted to be rotatable within a predetermined range for controlling an inflow amount of air.

압축기(1100)는 터빈(1300)에서 출력되는 동력의 일부를 사용하여 구동될 수 있다. 이를 위해, 도 1에 도시된 바와 같이, 압축기(1100)의 회전축과 터빈(1300)의 회전축은 토크 튜브(1170)에 의하여 직결될 수 있다. 대형 가스 터빈(1000)의 경우, 터빈(1300)에서 생산되는 출력의 거의 절반 정도가 압축기(1100)를 구동시키는데 소모될 수 있다. The compressor 1100 may be driven using a portion of power output from the turbine 1300 . To this end, as shown in FIG. 1 , the rotation shaft of the compressor 1100 and the rotation shaft of the turbine 1300 may be directly connected by a torque tube 1170 . In the case of the large gas turbine 1000 , almost half of the output produced by the turbine 1300 may be consumed to drive the compressor 1100 .

한편, 연소기(1200)는 압축기(1100)의 출구로부터 공급되는 압축 공기를 연료와 혼합하여 등압 연소시켜 높은 에너지의 연소 가스를 만들어 낼 수 있다. 연소기(1200)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소가스를 만들어 내며, 등압연소과정으로 연소기 및 터빈부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스온도를 높이게 된다.On the other hand, the combustor 1200 may mix the compressed air supplied from the outlet of the compressor 1100 with the fuel and perform isostatic combustion to produce combustion gas of high energy. The combustor 1200 mixes and combusts the introduced compressed air with fuel to produce high-energy high-temperature and high-pressure combustion gas, and the combustion gas temperature is raised to the limit of heat resistance that the combustor and turbine parts can withstand through the isostatic combustion process. .

연소기(1200)는 셀 형태로 형성되는 하우징 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연료분사노즐 등을 포함하는 버너(Burner)와, 연소실을 형성하는 연소기 라이너(Combustor Liner), 그리고 연소기와 터빈의 연결부가 되는 트랜지션 피스(Transition Piece)를 포함하여 구성된다. A plurality of combustors 1200 may be arranged in a housing formed in a cell shape, and a burner including a fuel injection nozzle and the like, a combustor liner forming a combustion chamber, and a combustor and a turbine are connected to each other. Consists of including a transition piece that becomes.

한편, 연소기(1200)에서 나온 고온, 고압의 연소가스는 터빈(1300)으로 공급된다. 공급된 고온 고압의 연소 가스가 팽창하면서 터빈(1300)의 터빈 블레이드(1400)에 충동, 반동력을 주어 회전 토크가 야기되고, 이렇게 얻어진 회전 토크는 상술한 토크 튜브(1170)를 거쳐 압축기(1100)로 전달되고, 압축기(1100) 구동에 필요한 동력을 초과하는 동력은 발전기 등을 구동하는데 사용된다.Meanwhile, the high-temperature, high-pressure combustion gas from the combustor 1200 is supplied to the turbine 1300 . As the supplied high-temperature and high-pressure combustion gas expands, an impulse and reaction force are applied to the turbine blade 1400 of the turbine 1300 to generate a rotational torque, and the rotational torque thus obtained is transmitted through the above-described torque tube 1170 to the compressor 1100. and the power exceeding the power required to drive the compressor 1100 is used to drive a generator and the like.

터빈(1300)은 로터 디스크(1310)와 로터 디스크(1310)에 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(1400)와 터빈 블레이드(1400) 사이에 배치된 복수의 터빈 베인(1500)을 포함한다. 로터 디스크(1310)는 대략 원판 형태를 가지고 있고, 그 외주부에는 복수의 홈이 형성되어 있다. 홈은 굴곡면을 갖도록 형성되며 홈에 터빈 블레이드(1400)이 삽입된다. 터빈 블레이드(1400)는 도브테일 등의 방식으로 로터 디스크(1310)에 결합될 수 있다. 터빈 베인(1500)은 회전하지 않도록 베인 캐리어에 고정되며 터빈 블레이드(1400) 사이에 배치되어 터빈 블레이드(1400)를 통과한 연소 가스의 흐름 방향을 안내한다.The turbine 1300 includes a rotor disk 1310 and a plurality of turbine blades 1400 radially disposed on the rotor disk 1310 and a plurality of turbine vanes 1500 disposed between the turbine blades 1400 . The rotor disk 1310 has a substantially disk shape, and a plurality of grooves are formed on the outer periphery thereof. The groove is formed to have a curved surface, and the turbine blade 1400 is inserted into the groove. The turbine blade 1400 may be coupled to the rotor disk 1310 in a dovetail or the like manner. The turbine vane 1500 is fixed to the vane carrier so as not to rotate and is disposed between the turbine blades 1400 to guide the flow direction of the combustion gas passing through the turbine blades 1400 .

도 3은 본 발명의 제1 실시예에 따른 터빈 베인을 도시한 사시도이고, 도 4는 본 발명의 제1 실시예에 따른 터빈 베인을 도시한 종단면도이며, 도 5는 본 발명의 제1 실시예에 따른 에어포일을 도시한 횡단면도이다.Figure 3 is a perspective view showing a turbine vane according to a first embodiment of the present invention, Figure 4 is a longitudinal sectional view showing a turbine vane according to the first embodiment of the present invention, Figure 5 is a first embodiment of the present invention It is a cross-sectional view showing an airfoil according to an example.

도 3 내지 도 5를 참조하여 설명하면, 터빈 베인(1500)은 내측 슈라우드(1520), 외측 슈라우드(1530), 및 내측 슈라우드(1520)와 외측 슈라우드(1530) 사이에 위치하는 에어포일(1510)을 포함한다.3 to 5, the turbine vane 1500 is an inner shroud 1520, an outer shroud 1530, and an airfoil 1510 located between the inner shroud 1520 and the outer shroud 1530. includes

에어포일(1510)은 날개 형상의 곡면판으로 이루어질 수 있으며, 가스 터빈(1000)의 사양에 따라 최적화된 익형을 갖도록 형성될 수 있다. 에어포일(1510)은 연소 가스의 흐름 방향을 기준으로 상류측에 배치되는 리딩 엣지(LE)와 하류측에 배치되는 트레일링 엣지(TE)를 구비할 수 있다. The airfoil 1510 may be formed of a blade-shaped curved plate, and may be formed to have an airfoil optimized according to the specifications of the gas turbine 1000 . The airfoil 1510 may include a leading edge LE disposed on an upstream side and a trailing edge TE disposed on a downstream side based on the flow direction of the combustion gas.

내측 슈라우드(1520)는 터빈(1300)의 내부 구조물에 결합되며 에어포일(1510)의 내측 단부에 배치되어 에어포일(1510)을 지지한다. 내측 슈라우드(1520)는 에어포일(1510)의 내측 에 결합된 내측 플랫폼(1522) 및 내측 플랫폼(1522)의 아래로 돌출된 내측 후크(1524)를 포함한다. 내측 플랫폼(1522)에는 제1 냉각 유로(C11)와 이어진 입구(E1)가 형성되며, 입구(E1)를 통해서 냉각용 공기가 에어포일(1510)로 유입될 수 있다. 본 실시예에서는 내측 플랫폼(1522)에 하나의 입구(E1)가 형성된 것으로 예시하고 있으나, 본 발명이 이에 제한되는 것은 아니며 내측 플랫폼(1522)에는 2개 이상의 입구가 형성될 수도 있다.The inner shroud 1520 is coupled to the internal structure of the turbine 1300 and is disposed at the inner end of the airfoil 1510 to support the airfoil 1510 . The inner shroud 1520 includes an inner platform 1522 coupled to the inner side of the airfoil 1510 and an inner hook 1524 protruding downward of the inner platform 1522 . An inlet E1 connected to the first cooling passage C11 is formed in the inner platform 1522 , and cooling air may be introduced into the airfoil 1510 through the inlet E1 . In the present embodiment, one inlet E1 is formed in the inner platform 1522 , but the present invention is not limited thereto, and two or more inlets may be formed in the inner platform 1522 .

외측 슈라우드(1530)는 반경 반향 외측에 설치된 베인 캐리어(미도시)에 결합되며 에어포일(1510)의 외측 단부에 배치되어 에어포일(1510)을 지지한다. 외측 슈라우드(1530)는 에어포일(1510)의 외측단에 결합된 외측 플랫폼(1532) 및 외측 플랫폼(1532)의 위로 돌출되어 베인 캐리어에 결합되는 외측 후크(1534)를 포함한다.The outer shroud 1530 is coupled to a vane carrier (not shown) installed radially outside and is disposed at the outer end of the airfoil 1510 to support the airfoil 1510 . The outer shroud 1530 includes an outer platform 1532 coupled to the outer end of the airfoil 1510 and an outer hook 1534 protruding above the outer platform 1532 and coupled to the vane carrier.

에어포일(1510)의 내부에는 제1 냉각 유로(C11), 제2 냉각 유로(C13), 내부 격벽(1540), 전방 튜브(1550), 후방 튜브(1560)가 형성될 수 있다.A first cooling passage C11 , a second cooling passage C13 , an internal partition wall 1540 , a front tube 1550 , and a rear tube 1560 may be formed in the airfoil 1510 .

제1 냉각 유로(C11)는 리딩 엣지(LE)와 연결되며 에어포일(1510)의 높이 방향으로 이어져 형성된다. 제1 냉각 유로(C11)는 입구(E1)와 연결되어 냉각용 공기를 공급받는다. The first cooling passage C11 is connected to the leading edge LE and is formed to extend in the height direction of the airfoil 1510 . The first cooling passage C11 is connected to the inlet E1 to receive cooling air.

제1 냉각 유로(C11)의 내부에는 전방 튜브(1550)가 형성되는데, 전방 튜브(1550)는 관형상으로 이루어질 수 있다. 전방 튜브(1550)는 에어포일(1510)의 내측 벽면(1512)과 마주하는 전방 냉각부(1550a)와 내부 격벽(1540)과 마주하는 내측 지지부(1550b)를 포함할 수 있다. 전방 튜브(1550)는 에어포일(1510)의 내측 벽면(1512) 및 내부 격벽(1540)에서 간격을 두고 이격된다. 전방 튜브(1550)에는 복수의 분사 홀(1551)이 형성되는데, 분사 홀(1551)은 전방 냉각부(1550a)에만 형성되며, 내측 지지부(1550b)에는 분사 홀(1551)이 형성되지 않는다. A front tube 1550 is formed inside the first cooling passage C11, and the front tube 1550 may be formed in a tubular shape. The front tube 1550 may include a front cooling unit 1550a facing the inner wall surface 1512 of the airfoil 1510 and an inner support unit 1550b facing the inner partition wall 1540 . The front tube 1550 is spaced apart from the inner wall 1512 and the inner bulkhead 1540 of the airfoil 1510 . A plurality of injection holes 1551 are formed in the front tube 1550 . The injection holes 1551 are formed only in the front cooling part 1550a , and the injection holes 1551 are not formed in the inner support part 1550b .

전방 튜브(1550)는 입구(E1)와 연결되어 입구(E1)로부터 공기를 공급받으며, 전방 튜브(1550)로 유입된 공기는 분사 홀(1551)을 통해서 에어포일(1510)의 내측 벽면(1512)으로 분사되어 내측 벽면(1512)을 충격하여 냉각시킨다. 또한, 냉각 공기는 내부 격벽(1540)에 형성된 개구(1541)를 통해서 제2 냉각 유로(C12)로 이동한다.The front tube 1550 is connected to the inlet E1 to receive air from the inlet E1, and the air introduced into the front tube 1550 is the inner wall 1512 of the airfoil 1510 through the injection hole 1551. ) to impact the inner wall surface 1512 and cool it. Also, the cooling air moves to the second cooling passage C12 through the opening 1541 formed in the inner partition 1540 .

내부 격벽(1540)은 에어포일(1510)의 높이방향으로 이어져 형성되며, 제1 냉각 유로(C11)와 제2 냉각 유로(C12)를 분할한다. 내부 격벽(1540)에는 복수의 개구(1541)가 형성되는데, 개구(1541)는 내부 격벽(1540)의 높이방향으로 이격될 뿐만 아니라 내부 격벽(1540)의 폭방향으로 이격될 수 있다. 이와 같이 내부 격벽(1540)에 복수의 개구(1541)가 형성되면 냉각 공기가 신속하게 이동하고, 유동 정체 영역을 최소화할 수 있다. The internal partition wall 1540 is formed to extend in the height direction of the airfoil 1510 , and divides the first cooling passage C11 and the second cooling passage C12 . A plurality of openings 1541 are formed in the inner partition 1540 , and the openings 1541 may be spaced apart from each other in the height direction of the inner partition 1540 as well as in the width direction of the inner partition 1540 . When the plurality of openings 1541 are formed in the inner partition 1540 as described above, the cooling air may move rapidly and the flow stagnant area may be minimized.

제2 냉각 유로(C12)는 트레일링 엣지(TE)와 연결되며 에어포일(1510)의 높이 방향으로 이어져 형성된다. 제2 냉각 유로(C12)는 내부 격벽(1540)의 개구(1541)를 통해서 제1 냉각 유로(C11)에서 냉각 공기를 공급받을 수 있다. 본 발명이 이에 제한되는 것은 아니며 제2 냉각 유로(C12)는 내측 플랫폼(1522)으로부터 냉각 공기를 공급받을 수도 있다.The second cooling passage C12 is connected to the trailing edge TE and is formed to extend in the height direction of the airfoil 1510 . The second cooling passage C12 may receive cooling air from the first cooling passage C11 through the opening 1541 of the inner partition 1540 . The present invention is not limited thereto, and the second cooling passage C12 may receive cooling air from the inner platform 1522 .

제2 냉각 유로(C12)의 내부에는 후방 튜브(1560)가 형성되는데, 후방 튜브(1560)는 일측이 개방된 주머니 형상의 횡단면을 가질 수 있다. 후방 튜브(1560)는 개구(1541)를 통해서 이동된 냉각 공기를 감싸며, 후방 튜브(1560)를 통해서 에어포일(1510)의 내벽에 공기가 공급된다.A rear tube 1560 is formed inside the second cooling passage C12, and the rear tube 1560 may have a bag-shaped cross-section with one side open. The rear tube 1560 surrounds the cooling air moved through the opening 1541 , and air is supplied to the inner wall of the airfoil 1510 through the rear tube 1560 .

후방 튜브(1560)에는 복수의 분사 홀(1561)이 형성되는데, 후방 튜브(1560)는 에어포일(1510)의 내측 벽면(1512)에서 간격을 두고 이격되어 분사 홀(1561)을 통해서 냉각 공기를 에어포일(1510)의 내벽으로 분사한다. A plurality of injection holes 1561 are formed in the rear tube 1560, the rear tube 1560 is spaced apart from the inner wall surface 1512 of the airfoil 1510 at a distance to supply cooling air through the injection hole 1561. It is sprayed onto the inner wall of the airfoil 1510 .

후방 튜브(1560)는 에어포일(1510)의 내측 벽면(1512)과 마주하며 내측 벽면(1512)에서 간격을 두고 이격된 측면 냉각부(1560a)와 2개의 측면 냉각부(1560a)를 연결하며 호형으로 만곡된 후방 냉각부(1560b)를 포함할 수 있다. 후방 냉각부(1560b)는 트레일링 엣지(TE)를 향하는 방향으로 돌출되어 있다.The rear tube 1560 faces the inner wall surface 1512 of the airfoil 1510 and connects the side cooling unit 1560a spaced apart from the inner wall surface 1512 and the two side cooling units 1560a, and is arc-shaped It may include a curved rear cooling unit (1560b). The rear cooling part 1560b protrudes in a direction toward the trailing edge TE.

분사 홀(1561)은 측면 냉각부(1560a) 및 후방 냉각부(1560b)에 형성될 수 있다. 측면 냉각부(1560a)들의 선단은 서로 이격되며, 측면 냉각부(1560a)의 선단은 내부 격벽(1540)의 폭방향 가장자리에 고정될 수 있다. 이에 따라 개구(1541)를 통해서 유입된 냉각 공기들이 후방 튜브(1560)에 의하여 감싸진다.The injection hole 1561 may be formed in the side cooling unit 1560a and the rear cooling unit 1560b. The front ends of the side cooling units 1560a may be spaced apart from each other, and the front ends of the side cooling units 1560a may be fixed to the widthwise edge of the inner partition wall 1540 . Accordingly, the cooling air introduced through the opening 1541 is surrounded by the rear tube 1560 .

내부 격벽(1540)에서 전달된 냉각 공기는 후방 튜브(1560)를 통해서 분사되어 에어포일(1510)의 내측 벽면(1512)을 충격하여 냉각시킨다. 또한, 냉각 공기는 트레일링 엣지(TE)에 형성된 배출구(1581)를 통해서 에어포일(1510)에서 배출될 수 있다. 트레일링 엣지(TE)에는 냉각을 위한 복수의 냉각 돌기(1583)와 냉각 리브(1582)가 형성될 수 있다. The cooling air delivered from the inner partition wall 1540 is sprayed through the rear tube 1560 to impact the inner wall surface 1512 of the airfoil 1510 to cool it. Also, the cooling air may be discharged from the airfoil 1510 through an outlet 1581 formed in the trailing edge TE. A plurality of cooling protrusions 1583 and cooling ribs 1582 for cooling may be formed on the trailing edge TE.

본 제1 실시예와 같이 내부 격벽(1540)에 복수의 개구(1541)가 형성되면 정체 없이 제1 냉각 유로(C11)에서 제2 냉각 유로(C12)로 신속하게 이동할 수 있다. 또한, 관 형상으로 이루어지며 분사 홀(1551)을 갖는 전방 튜브(1550)가 설치되므로 에어포일(1510)을 용이하게 냉각할 수 있을 뿐만 아니라, 후방 튜브(1560)가 설치되므로 제1 냉각 유로(C11)를 냉각한 냉각 공기가 후방 튜브(1560)를 통해서 제2 냉각 유로(C12)를 다시 냉각하여 냉각 효율이 더욱 향상될 수 있다.When the plurality of openings 1541 are formed in the internal partition wall 1540 as in the first embodiment, the first cooling passage C11 can quickly move from the first cooling passage C11 to the second cooling passage C12 without stagnation. In addition, since the front tube 1550 having a tubular shape and having a spray hole 1551 is installed, not only the airfoil 1510 can be easily cooled, but also the rear tube 1560 is installed, so that the first cooling passage ( Cooling air that has cooled C11) cools the second cooling passage C12 again through the rear tube 1560, so that cooling efficiency may be further improved.

이하에서는 본 발명의 제2 실시예에 따른 터빈에 대해서 설명한다. 도 6은 본 발명의 제2 실시예에 따른 에어포일을 도시한 횡단면도이다.Hereinafter, a turbine according to a second embodiment of the present invention will be described. 6 is a cross-sectional view showing an airfoil according to a second embodiment of the present invention.

도 6을 참조하여 설명하면, 본 제2 실시예에 따른 터빈은 후방 튜브(2560)를 제외하고는 상기한 제1 실시예에 따른 터빈과 동일한 구조로 이루어지므로 동일한 구성에 대한 중복 설명은 생략한다.6, since the turbine according to the second embodiment has the same structure as the turbine according to the first embodiment, except for the rear tube 2560, a redundant description of the same configuration will be omitted. .

본 제2 실시예에 따른 터빈 베인(2500)은 제2 냉각 유로(C12) 내부에 설치된 후방 튜브(2560)를 포함하며, 후방 튜브(2560)는 일측이 개방된 주머니 형상의 횡단면을 가질 수 있다. 후방 튜브(2560)는 개구(1541)를 통해서 이동된 냉각 공기를 감싸며, 후방 튜브(2560)를 통해서 에어포일(1510)의 내측 벽면(1512)에 공기가 공급된다.The turbine vane 2500 according to the second embodiment includes a rear tube 2560 installed inside the second cooling passage C12, and the rear tube 2560 may have a bag-shaped cross-section with one side open. . The rear tube 2560 surrounds the cooling air moved through the opening 1541 , and air is supplied to the inner wall surface 1512 of the airfoil 1510 through the rear tube 2560 .

후방 튜브(2560)에는 복수의 분사 홀(2561)이 형성되는데, 후방 튜브(2560)는 에어포일(1510)의 내측 벽면(1512)에서 간격을 두고 이격되어 분사 홀(2561)을 통해서 냉각 공기를 에어포일(1510)의 내측 벽면으로 분사한다. A plurality of injection holes 2561 are formed in the rear tube 2560 , and the rear tube 2560 is spaced apart from the inner wall surface 1512 of the airfoil 1510 at intervals to supply cooling air through the injection hole 2561 . It is sprayed onto the inner wall surface of the airfoil 1510 .

후방 튜브(2560)는 에어포일(1510)의 내측 벽면(1512)과 마주하며 에어포일(1510)의 내측 벽면(1512)에서 간격을 두고 이격된 측면 냉각부(2560a)와 2개의 측면 냉각부(2560a)를 연결하며 호형으로 만곡된 후방 냉각부(2560b)를 포함할 수 있다. 분사 홀(2561)은 측면 냉각부(2560a) 및 후방 냉각부(2560b)에 형성될 수 있다. 후방 냉각부(2560b)는 트레일링 엣지(TE)를 향하는 방향으로 돌출되어 있다.The rear tube 2560 faces the inner wall surface 1512 of the airfoil 1510 and is spaced apart from the inner wall surface 1512 of the airfoil 1510 by a side cooling unit 2560a and two side cooling units ( 2560a) and may include a rear cooling unit 2560b curved in an arc shape. The injection hole 2561 may be formed in the side cooling unit 2560a and the rear cooling unit 2560b. The rear cooling part 2560b protrudes in a direction toward the trailing edge TE.

측면 냉각부(2560a)들의 선단은 서로 이격되며, 측면 냉각부(2560a)의 선단은 에어포일(1510)의 내벽에 고정될 수 있다. 이에 따라 개구(1541)를 통해서 유입된 냉각 공기들이 후방 튜브(2560)에 의하여 감싸진다.The front ends of the side cooling units 2560a are spaced apart from each other, and the front ends of the side cooling units 2560a may be fixed to the inner wall of the airfoil 1510 . Accordingly, the cooling air introduced through the opening 1541 is surrounded by the rear tube 2560 .

내부 격벽(1540)에서 전달된 냉각 공기는 후방 튜브(2560)를 통해서 분사되어 에어포일(1510)의 내측 벽면(1512)을 충격하여 냉각시킨다. The cooling air delivered from the inner partition wall 1540 is sprayed through the rear tube 2560 to impact the inner wall surface 1512 of the airfoil 1510 to cool it.

이하에서는 본 발명의 제3 실시예에 따른 터빈에 대해서 설명한다. 도 7은 본 발명의 제3 실시예에 따른 내부 격벽을 도시한 사시도이다.Hereinafter, a turbine according to a third embodiment of the present invention will be described. 7 is a perspective view illustrating an internal partition wall according to a third embodiment of the present invention.

도 7을 참조하여 설명하면, 본 제3 실시예에 따른 터빈은 내부 격벽(3540)을 제외하고는 상기한 제1 실시예에 따른 터빈과 동일한 구조로 이루어지므로 동일한 구성에 대한 중복 설명은 생략한다.Referring to FIG. 7 , since the turbine according to the third embodiment has the same structure as the turbine according to the first embodiment, except for the internal bulkhead 3540 , a redundant description of the same configuration will be omitted. .

본 실시예에 따른 터빈 베인은 제1 냉각 유로와 제2 냉각 유로를 분리하는 내부 격벽(3540)을 포함하며, 내부 격벽(3540)은 에어포일의 높이방향으로 이어져 형성된다.The turbine vane according to this embodiment includes an internal partition wall 3540 that separates the first cooling flow path and the second cooling flow path, and the internal partition wall 3540 is formed continuously in the height direction of the airfoil.

내부 격벽(3540)에는 복수의 개구(3541)가 형성되는데, 개구(3541)는 내부 격벽(3540)의 높이방향으로 이격될 뿐만 아니라 내부 격벽(3540)의 폭방향으로 이격될 수 있다. 개구(3541)는 타원 형상으로 이루어질 수 있으며, 타원의 장축은 내부 격벽(3540)의 높이방향으로 길게 이어진다. 이에 따라 개구(3541)는 에어포일의 높이방향으로 길게 이어진 타원 형상으로 이루어질 수 있다.A plurality of openings 3541 are formed in the inner partition 3540 , and the openings 3541 may be spaced apart from each other in the height direction of the inner partition 3540 as well as in the width direction of the inner partition 3540 . The opening 3541 may have an elliptical shape, and the long axis of the ellipse extends long in the height direction of the inner partition 3540 . Accordingly, the opening 3541 may have an elliptical shape extending long in the height direction of the airfoil.

본 제3 실시예와 같이 개구(3541)가 길게 이어진 타원 형상으로 형성되면 보다 신속하고 용이하게 제1 냉각 유로에서 제2 냉각 유로로 냉각 공기를 전달할 수 있다. As in the third embodiment, when the opening 3541 is formed in an elongated oval shape, cooling air can be transferred from the first cooling passage to the second cooling passage more quickly and easily.

이상, 본 발명의 일 실시예에 대하여 설명하였으나, 해당 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 특허청구범위에 기재된 본 발명의 사상으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서, 구성 요소의 부가, 변경, 삭제 또는 추가 등에 의해 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있을 것이며, 이 또한 본 발명의 권리범위 내에 포함된다고 할 것이다.In the above, an embodiment of the present invention has been described, but those of ordinary skill in the art can add, change, delete or add components within the scope that does not depart from the spirit of the present invention described in the claims. It will be possible to variously modify and change the present invention by, etc., which will also be included within the scope of the present invention.

1000: 가스 터빈 1100: 압축기
1130: 압축기 블레이드 1140: 압축기 베인
1150: 하우징 1170: 토크 튜브
1200: 연소기 1300: 터빈
1310: 로터 디스크 1400: 터빈 블레이드
1500: 터빈 베인 1510: 에어포일
1512: 내측 벽면 1520: 내측 슈라우드
1522: 내측 플랫폼 1524: 내측 후크
1530: 외측 슈라우드 1532: 외측 플랫폼
1534: 외측 후크 1540, 3540: 내부 격벽
1541, 3541: 개구 1550: 전방 튜브
1550a: 전방 냉각부 1550b: 내측 지지부
1551, 1561: 분사 홀 1560: 후방 튜브
1560a: 측면 냉각부 1560b: 후방 냉각부1000: gas turbine 1100: compressor
1130 compressor blade 1140 compressor vane
1150: housing 1170: torque tube
1200: combustor 1300: turbine
1310: rotor disk 1400: turbine blades
1500: turbine vane 1510: airfoil
1512: inner wall 1520: inner shroud
1522: inner platform 1524: inner hook
1530: outer shroud 1532: outer platform
1534: outer hook 1540, 3540: inner bulkhead
1541, 3541 opening 1550 front tube
1550a: front cooling part 1550b: inner support part
1551, 1561: injection hole 1560: rear tube
1560a: side cooling 1560b: rear cooling

Claims (20)

리딩 엣지 및 트레일링 엣지를 갖는 에어포일;
상기 에어포일의 일단에 배치되어 상기 에어포일을 지지하는 내측 슈라우드; 및
상기 에어포일의 타단에 배치되어 상기 에어포일을 지지하되 상기 내측 슈라우드와 마주하는 외측 슈라우드;
를 포함하고,
상기 에어포일은, 상기 리딩 엣지와 연결된 제1 냉각 유로, 상기 트레일링 엣지와 연결된 제2 냉각 유로, 상기 제1 냉각 유로와 상기 제2 냉각 유로를 분리하는 내부 격벽을 포함하고,
상기 내부 격벽에는 복수의 개구가 형성되며, 상기 개구는 상기 내부 격벽의 높이방향으로 이격 배열된 것을 특징으로 하는 터빈 베인.an airfoil having a leading edge and a trailing edge;
an inner shroud disposed at one end of the airfoil to support the airfoil; and
an outer shroud disposed at the other end of the airfoil to support the airfoil and facing the inner shroud;
including,
The airfoil includes a first cooling passage connected to the leading edge, a second cooling passage connected to the trailing edge, and an internal partition separating the first cooling passage and the second cooling passage,
A plurality of openings are formed in the inner bulkhead, and the openings are spaced apart from each other in a height direction of the inner bulkhead. 제1 항에 있어서,
복수의 상기 개구는 상기 내부 격벽의 폭방향으로 이격 배열된 것을 특징으로 하는 터빈 베인.According to claim 1,
A plurality of the openings are a turbine vane, characterized in that arranged spaced apart in the width direction of the inner bulkhead. 제1 항에 있어서,
상기 제2 냉각 유로의 내부에는 상기 개구를 통해서 이동된 냉각 공기를 감싸는 후방 튜브가 설치되며, 상기 후방 튜브에는 복수의 분사 홀이 형성된 것을 특징으로 하는 터빈 베인.According to claim 1,
A rear tube surrounding the cooling air moved through the opening is installed inside the second cooling passage, and a plurality of injection holes are formed in the rear tube. 제3 항에 있어서,
상기 후방 튜브는 상기 에어포일의 내측 벽면과 마주하며 상기 에어포일의 벽면에서 간격을 두고 이격된 측면 냉각부와 2개의 측면 냉각부를 연결하며 호형으로 만곡된 후방 냉각부를 포함하는 것을 특징으로 하는 터빈 베인.4. The method of claim 3,
The rear tube faces the inner wall surface of the airfoil and connects the side cooling unit and the two side cooling units spaced apart from the wall surface of the airfoil, and comprising a rear cooling unit curved in an arc shape. . 제4 항에 있어서,
상기 측면 냉각부의 선단은 상기 내부 격벽에 고정된 것을 특징으로 하는 터빈 베인.5. The method of claim 4,
The front end of the side cooling unit is a turbine vane, characterized in that fixed to the inner bulkhead. 제4 항에 있어서,
상기 측면 냉각부의 선단은 상기 에어포일의 내측 벽면에 고정된 것을 특징으로 하는 터빈 베인.5. The method of claim 4,
The front end of the side cooling unit is a turbine vane, characterized in that fixed to the inner wall surface of the airfoil. 제3 항에 있어서,
상기 제1 냉각 유로의 내부에는 복수의 분사 홀이 형성된 전방 튜브가 형성된 것을 특징으로 하는 터빈 베인.4. The method of claim 3,
A turbine vane, characterized in that a front tube having a plurality of injection holes formed therein is formed in the first cooling passage. 제7 항에 있어서,
상기 전방 튜브는 내측 격벽과 마주하는 내측 지지부와 상기 에어포일의 내측 벽면과 마주하는 전방 냉각부를 포함하는 것을 특징으로 하는 터빈 베인.8. The method of claim 7,
The front tube comprises an inner support portion facing the inner bulkhead and a front cooling portion facing the inner wall surface of the airfoil. 제8 항에 있어서,
상기 전방 튜브에서 상기 분사 홀은 상기 내측 지지부에만 형성된 것을 특징으로 하는 터빈 베인.9. The method of claim 8,
In the front tube, the injection hole is a turbine vane, characterized in that formed only in the inner support. 제8 항에 있어서,
상기 전방 튜브는 관 형상으로 이루어진 것을 특징으로 하는 터빈 베인.9. The method of claim 8,
The front tube is a turbine vane, characterized in that made of a tubular shape. 제1 항에 있어서,
상기 개구는 타원 형상으로 이루어진 것을 특징으로 하는 터빈 베인.According to claim 1,
The opening is a turbine vane, characterized in that made of an elliptical shape. 회전 가능한 로터 디스크와, 상기 로터 디스크에 설치되는 복수의 터빈 블레이드와, 상기 터빈 블레이드 사이에 배치된 복수의 터빈 베인을 포함하는 터빈에 있어서,
상기 터빈 베인은
리딩 엣지 및 트레일링 엣지를 갖는 에어포일;
상기 에어포일의 일단에 배치되어 상기 에어포일을 지지하는 내측 슈라우드; 및
상기 에어포일의 타단에 배치되어 상기 에어포일을 지지하되 상기 내측 슈라우드와 마주하는 외측 슈라우드;
를 포함하고,
상기 에어포일은, 상기 리딩 엣지와 연결된 제1 냉각 유로, 상기 트레일링 엣지와 연결된 제2 냉각 유로, 상기 제1 냉각 유로와 상기 제2 냉각 유로를 분리하는 내부 격벽을 포함하고,
상기 내부 격벽에는 복수의 개구가 형성되며, 상기 개구는 상기 내부 격벽의 높이방향으로 이격 배열된 것을 특징으로 하는 터빈.A turbine comprising a rotatable rotor disk, a plurality of turbine blades installed on the rotor disk, and a plurality of turbine vanes disposed between the turbine blades,
The turbine vane is
an airfoil having a leading edge and a trailing edge;
an inner shroud disposed at one end of the airfoil to support the airfoil; and
an outer shroud disposed at the other end of the airfoil to support the airfoil and facing the inner shroud;
including,
The airfoil includes a first cooling passage connected to the leading edge, a second cooling passage connected to the trailing edge, and an internal partition separating the first cooling passage and the second cooling passage,
A plurality of openings are formed in the inner bulkhead, and the openings are arranged to be spaced apart from each other in a height direction of the inner bulkhead. 제12 항에 있어서,
상기 제2 냉각 유로의 내부에는 상기 개구를 통해서 이동된 냉각 공기를 감싸는 후방 튜브가 설치되며, 상기 후방 튜브에는 복수의 분사 홀이 형성된 것을 특징으로 하는 터빈.13. The method of claim 12,
A rear tube surrounding the cooling air moved through the opening is installed inside the second cooling passage, and a plurality of injection holes are formed in the rear tube. 제13 항에 있어서,
상기 후방 튜브는 상기 에어포일의 내측 벽면과 마주하며 상기 에어포일의 벽면에서 간격을 두고 이격된 측면 냉각부와 2개의 측면 냉각부를 연결하며 호형으로 만곡된 후방 냉각부를 포함하는 것을 특징으로 하는 터빈.14. The method of claim 13,
The rear tube faces the inner wall surface of the airfoil and connects the side cooling unit and the two side cooling units spaced apart from the wall surface of the airfoil, and comprises a rear cooling unit curved in an arc shape. 제14 항에 있어서,
상기 측면 냉각부의 선단은 상기 내부 격벽에 고정된 것을 특징으로 하는 터빈.15. The method of claim 14,
The tip of the side cooling part is fixed to the inner bulkhead. 제14 항에 있어서,
상기 측면 냉각부의 선단은 상기 에어포일의 내측 벽면에 고정된 것을 특징으로 하는 터빈.15. The method of claim 14,
The tip of the side cooling unit is fixed to the inner wall surface of the airfoil. 제13 항에 있어서,
상기 제1 냉각 유로의 내부에는 복수의 분사 홀이 형성된 전방 튜브가 형성된 것을 특징으로 하는 터빈.14. The method of claim 13,
A turbine, characterized in that the front tube having a plurality of injection holes is formed inside the first cooling passage. 제17 항에 있어서,
상기 전방 튜브는 내측 격벽과 마주하는 내측 지지부와 상기 에어포일의 내측 벽면과 마주하는 전방 냉각부를 포함하는 것을 특징으로 하는 터빈.18. The method of claim 17,
The front tube comprises an inner support portion facing the inner bulkhead and a front cooling portion facing the inner wall surface of the airfoil. 제18 항에 있어서,
상기 전방 튜브에서 상기 분사 홀은 상기 내측 지지부에만 형성된 것을 특징으로 하는 터빈.19. The method of claim 18,
In the front tube, the turbine, characterized in that the injection hole is formed only in the inner support. 제18 항에 있어서,
상기 전방 튜브는 관 형상으로 이루어진 것을 특징으로 하는 터빈.19. The method of claim 18,
The front tube is a turbine, characterized in that made of a tubular shape.

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