KR101180547B1

KR101180547B1 - 터빈용 날개

Info

Publication number: KR101180547B1
Application number: KR1020097026011A
Authority: KR
Inventors: 사또시 하다; 도모꼬 하시모또; 마사노리 유리; 게이조 쯔까고시
Original assignee: 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Priority date: 2007-07-31
Filing date: 2008-07-24
Publication date: 2012-09-06
Anticipated expiration: 2028-07-24
Also published as: EP2175103B1; KR20090131300A; US20100150734A1; WO2009016744A1; CN101779002B; CN101779002A; WO2009017015A1; EP2175103A4; EP2175103A1; US8079815B2

Abstract

전방 모서리와 후방 모서리를 연결하는 중심선을 따르는 날개의 대략 중앙부에, 날개 복면측과 날개 배면측으로 구획하는 판 형상의 리브가 설치되고, 배면측과 복면측의 캐비티가 연통하지 않는 적어도 2 이상의 캐비티가 설치된 터빈용 날개에 있어서, 날개 배면측의 캐비티에 유입되는 냉각 공기의 압력 조정 부재에 의해, 날개 복면측에 비해 날개 배면측에 유입되는 냉각 공기량을 감량하는 것을 특징으로 하는 터빈용 날개이다.

터빈용 날개, 캐비티, 압력 조정 부재, 리브, 가스 터빈

Description

터빈용 날개 {TURBINE BLADE}

본 발명은 가스 터빈에 관한 것으로, 보다 상세하게는 가스 터빈의 터빈용 날개[동익(moving blade)ㆍ정익(stator vane)]에 관한 것이다.

가스 터빈의 터빈부에 있어서의 터빈용 날개(정익)로서는, 예를 들어 특허 문헌 1에 개시된 것이 알려져 있다.

특허 문헌 1 : 일본 특허 출원 공개 제2001-254605호 공보

또한, 가스 터빈용 날개에 있어서, 날개의 복면측(ventral side)의 필름 냉각 전용의 유체 통로를 갖는 것도 특허 문헌 2에 개시되어 있다.

특허 문헌 2 : 일본 특허 공고 소62-24606호

또한, 가스 터빈의 날개면에 있어서의 열 부하에 따른 상세한 냉각 구조로 하는 것도 특허 문헌 3에 개시된 것도 알려져 있다.

특허 문헌 3 : 일본 특허 출원 공개 제2002-242607호

그러나, 상기 특허 문헌 1에 개시된 터빈용 날개에서는, 가스 터빈용 날개의 운전 시의 환경이, 날개 본체의 배면측(back side)(볼록부측) 표면의 분위기 압력은 날개 복면측(오목부측) 표면의 압력에 비해 낮기 때문에 인서트 내로 도입된 냉각 공기는 배면측 필름 냉각 구멍을 통해 압력이 낮은 배면측으로 많이 흐른다. 이로 인해, 날개 복면측 냉각을 위한 냉각 공기의 최저 필요 유량을 확보하기 위해서는 투입하는 냉각 공기 유량을 늘릴 필요가 있다. 그러면 날개 본체의 배면측에 필요 이상의 냉각 공기가 흘러 불필요한 냉각 공기가 연소 가스와 혼합되어 터빈을 회전시키는 가스의 온도를 내리기 때문에, 터빈 효율을 저하시킨다고 하는 문제가 있었다.

또한, 날개 본체의 배면측 내부의 충돌판(impingement plate)의 구멍 직경 또는 필름 냉각 구멍의 구멍 직경을 작게 하면 불필요한 공기가 적어진다고도 생각되지만, 가공이 어려워진다고 하는 문제가 있고, 먼지에 의한 구멍 막힘의 문제도 있었다. 또한, 배면측의 충돌판의 구멍 직경은 복면측과 동일하고 구멍수를 적게 하는 것도 생각되지만, 충돌판의 구멍의 분포가 드문드문하게 되어, 균일 냉각이 어려워진다고 하는 문제가 있었다.

또한, 특허 문헌 2에 개시되어 있는 바와 같은 구조에서는 터빈 날개의 박육화에는 대응이 불가능해, 오히려 냉각 효과를 저하시키고 있었다.

또한, 특허 문헌 3에 개시되어 있는 바와 같은 구조에서는 날개의 구조가 복잡해져 터빈 가격 상승의 원인이 되고 있었다.

본 발명은 상기한 사정을 감안하여 이루어진 것으로, 날개 본체의 배면측(볼록부측)으로 흐르는 불필요한 냉각 공기를 없애어, 사용하는 냉각 공기(냉각 매체)량을 저감시킬 수 있고, 또한 날개의 박육화에도 효과적으로 대응할 수 있어, 경제적으로도 효과를 갖는, 특히 1500℃ 이상의 고온 연소 터빈에도 적용 가능한 터빈용 날개를 제공하는 것을 목적으로 한다.

본 발명은 상기 과제를 해결하기 위해, 이하의 수단을 채용하였다.

본 발명에 관한 터빈용 날개는, 복수개의 필름 냉각 구멍이 형성되고, 또한 전방 모서리와 후방 모서리를 연결하는 중심선을 따라서 날개 복면측과 배면측으로 구획하는 판 형상의 리브가 전방 모서리와 후방 모서리 사이에 설치되어, 배면측과 복면측의 캐비티가 연통하지 않는 적어도 2개 이상의 캐비티가 설치된 날개 본체와, 상기 캐비티 내에, 자신의 외주면과 상기 날개 본체의 내주면 사이에 냉각 공간을 형성하도록 배치되고, 또한 압력 조정 부재로서의 기능을 갖는 복수개의 충돌 냉각 구멍이 형성된 제1 충돌판 및/또는 슈라우드 내부의 제2 충돌판에 의해, 날개 배면측의 캐비티에 유출입하는 냉각 공기 압력을 날개 복면측의 냉각 공기 압력보다 낮게 하는 방법을 채용하여, 날개 본체의 배면측(볼록부측)으로 흐르는 불필요한 냉각 공기를 적게 하여, 전체적으로 사용하는 냉각 공기(냉각 매체)량을 저감시켜, 저감시킨 공기량을 가일층의 출력 증가를 목적으로 한다.

본 발명에 관한 터빈용 날개에 따르면, 압력 조정 부재로서의 기능을 갖는 제1 및 제2 충돌판에 의해, 캐비티 내의 공간을 날개 본체의 복면측(오목부측)으로부터 배면측(볼록부측)으로 흐르려고 하는 냉각 공기의 유로 저항이 증가하여, 배면측으로 흐르는 냉각 공기(냉각 매체)가 적어져, 사용하는 냉각 공기량이 저감되게 된다.

또한, 본 발명에 관한 터빈용 날개에 따르면, 압력이 낮고, 또한 유속이 느린 냉각 공기가, 예를 들어 중앙부에 위치하는 캐비티의 배면측에 형성된 필름 냉각 구멍으로부터 분출되어, 날개 본체의 배면측의 외벽면을 따라서 지속성이 높은 냉각 공기에 의한 막이 균일하게 형성되게 된다.

이에 의해, 연소 가스(고온 가스)로부터 날개 본체의 표면(보다 상세하게는, 날개 본체의 배면측의 외벽면)으로의 열전달이 보다 저감되어, 필름 냉각 효율이 향상되게 된다.

상기 터빈용 날개에 있어서, 상기 캐비티 내의 공간을, 상기 중심선을 따라서 복면측과 배면측으로 구획하는 판 형상의 제2 리브가 설치되어 있고, 또한 연통시키고 있지 않으므로, 운전 중의 복면측의 캐비티 내 압력 변동이 배면측의 캐비티 내 압력에 영향을 미치지 않으므로 효과는 크다. 또한, 제2 리브는 날개의 외부의 연소 가스측과 내부의 캐비티측에 가해지는 압력차를 작게 할 수 있고, 특히 날개의 배면측에 있어서 날개의 경량화 및 냉각 효과 향상을 목적으로 한 박육화에 의한 강도 저하를 보충할 수 있다고 하는 효과를 갖고 있다.

이와 같은 터빈용 날개에 따르면, 캐비티 내의 공간을 날개 본체의 복면측 캐비티로부터 배면측의 캐비티로 흐르려고 하는 냉각 공기는 없어, 날개 배면측으로 흐르는 냉각 공기가 최적량으로 되어, 결과적으로 터빈의 운전에 사용하는 냉각 공기량이 저감되게 된다.

상기 터빈용 날개에 있어서, 복수개의 충돌 냉각 구멍을 갖는 동시에, 상기 제2 리브의 배면측에 위치하는 공간의 상류측에 배치된 제2 충돌판을 구비하여, 상기 제2 충돌판에 형성된 충돌 냉각 구멍을 통과한 냉각 매체가, 상기 제2 리브의 배면측에 위치하는 공간 내에 도입되도록 구성되어 있으면 더욱 적합하다.

이와 같은 터빈용 날개에 따르면, 제2 충돌판을 향해 공급된(분출된) 냉각 공기는 제2 충돌판을 충돌 냉각한 후, 제2 충돌판에 형성된 충돌 냉각 구멍을 통과하여, 예를 들어, 도 2 및 도 3에 도시한 바와 같은 제2 충돌판의 내벽면과 내측 슈라우드의 표면 사이 및 제2 충돌판의 내벽면과 외측 슈라우드의 표면 사이에 형성된 냉각 공간 내를 통해, 중앙부에 위치하는 캐비티의 배면측이고, 또한 제1 리브의 벽면, 제2 리브의 벽면 및 제1 충돌판의 내벽면에 의해 형성된 공간 내에 유입되도록 되어 있다. 그리고, 캐비티의 배면측이고, 또한 제1 리브의 벽면, 제2 리브의 벽면 및 제1 충돌판의 내벽면에 의해 형성된 공간 내에 유입된 냉각 공기는, 캐비티의 배면측에 형성되어, 날개 본체의 배면측의 내벽면을 향해 개방되는 충돌 냉각 구멍으로부터 제1 충돌판의 외벽면, 제1 리브의 벽면 및 날개 본체의 배면측의 내벽면에 의해 형성된 냉각 공간 내에 분출되어 날개 본체의 배면측의 내벽면을 충돌 냉각한 후, 필름 냉각 구멍으로부터 분출되도록 되어 있다.

즉, 제2 충돌판을 충돌 냉각한 냉각 공기는 날개 본체의 배면측의 내벽면을 충돌 냉각하는 동시에, 날개 복면측의 냉각에 영향을 미치지 않고 날개 본체의 배면측의 외벽면(외주면)을 필름 냉각하는 데 이용되게 된다.

이에 의해, 예를 들어 중앙부에 위치하는 캐비티의 배면측이고, 또한 제1 리브의 벽면, 제2 리브의 벽면 및 제1 충돌판의 내벽면에 의해 형성된 공간 내에 유입되는 냉각 공기량을 저감시킬 수 있어, 전체의 냉각 공기량(냉각 공기의 소비량)을 저감시킬 수 있는 동시에, 날개의 냉각에 기여하지 않는 온도가 낮은 냉각 공기가 필름 냉각 구멍으로부터 분출되는 것을 방지할 수 있다.

또한, 본 발명의 다른 형태에 관한 터빈용 날개는 복수개의 필름 냉각 구멍이 형성되고, 또한 수직 설치 방향 축선에 대해 대략 직교하는 단면에 있어서의 전방 모서리와 후방 모서리를 연결하는 중심선에 대해 대략 직교하여 설치된 적어도 1개의 판 형상의 제1 리브에 의해, 내부에 적어도 2개의 캐비티가 형성된 날개 본체와, 상기 캐비티 내에, 자신의 외주면과 상기 날개 본체의 내주면 사이에 냉각 공간을 형성하도록 배치되고, 또한 복수개의 충돌 냉각 구멍이 형성된 제1 충돌판을 구비하고 있다.

본 발명에 관한 터빈용 날개에 따르면, 제1 충돌판에 의해, 캐비티 내의 공간을 날개 본체의 복부측(오목부측)으로부터 배면측(볼록부측)으로 흐르려고 하는 냉각 공기의 유로 저항이 증가하여, 배면측으로 흐르는 냉각 공기(냉각 매체)가 적어져, 사용하는 냉각 공기량이 저감되게 된다.

또한, 본 발명에 관한 터빈용 날개에 따르면, 압력이 낮고, 또한 유속이 느린 냉각 공기가, 예를 들어 중앙부에 위치하는 캐비티의 배면측에 형성된 필름 냉각 구멍으로부터 분출되어, 날개 본체의 배면측의 외벽면을 따라서, 지속성이 높은 냉각 공기에 의한 막이 균일하게 형성되게 된다.

이에 의해, 연소 가스(고온 가스)로부터 날개 본체의 표면(보다 상세하게는, 날개 본체의 배면측의 외벽면)으로의 열전달이 보다 저감되어, 필름 효율이 향상되게 된다.

상기 터빈용 날개에 있어서, 상기 캐비티 내의 공간을, 상기 중심선을 따라서 복부측과 배면측으로 구획하는 판 형상의 제2 리브가 설치되어 있으면 더욱 적합하다.

이와 같은 터빈용 날개에 따르면, 캐비티 내의 공간을 날개 본체의 복부측으로부터 배면측으로 흐르려고 하는 냉각 공기의 유로 저항이 더욱 증가하여, 배면측으로 흐르는 냉각 공기가 더욱 적어져, 사용하는 냉각 공기량이 더욱 저감되게 된다.

상기 터빈용 날개에 있어서, 복수개의 충돌 냉각 구멍을 갖는 동시에, 상기 제2 리브의 배면측에 위치하는 공간의 상류측에 배치된 제2 충돌판을 구비하고, 상기 제2 충돌판에 형성된 충돌 냉각 구멍을 통과한 냉각 매체가, 상기 제2 리브의 배면측에 위치하는 공간 내에 도입되도록 구성되어 있으면 더욱 적합하다.

이와 같은 터빈용 날개에 따르면, 제2 충돌판을 향해 공급된(분출된) 냉각 공기는 제2 충돌판을 충돌 냉각한 후, 제2 충돌판에 형성된 충돌 냉각 구멍을 통과하여, 예를 들어, 도 2 및 도 3에 도시하는 바와 같은 제2 충돌판의 내벽면과 내측 슈라우드의 표면 사이 및 제2 충돌판의 내벽면과 외측 슈라우드의 표면 사이에 형성된 냉각 공간 내를 통과하여, 중앙부에 위치하는 캐비티의 배면측이고, 또한 제1 리브의 벽면, 제2 리브의 벽면 및 제1 충돌판의 내벽면에 의해 형성된 공간 내에 유입하도록 되어 있다. 그리고, 캐비티의 배면측이고, 또한 제1 리브의 벽면, 제2 리브의 벽면 및 제1 충돌판의 내벽면에 의해 형성된 공간 내로 유입된 냉각 공기는, 캐비티의 배면측에 설치되어, 날개 본체의 배면측의 내벽면을 향해 개방되는 충돌 냉각 구멍으로부터 제1 충돌판의 외벽면, 제1 리브의 벽면 및 날개 본체의 배면측의 내벽면에 의해 형성된 냉각 공간 내에 분출하여 날개 본체의 배면측의 내벽면을 충돌 냉각한 후, 필름 냉각 구멍으로부터 분출되도록 되어 있다.

즉, 제2 충돌판을 충돌 냉각한 냉각 공기는 날개 본체의 배면측의 내벽면을 충돌 냉각하는 동시에, 날개 본체의 배면측의 외벽면(외주면)을 필름 냉각하는 데에도 이용되게 된다.

이에 의해, 예를 들어, 중앙부에 위치하는 캐비티의 배면측이고, 또한 제1 리브의 벽면, 제2 리브의 벽면 및 제1 충돌판의 내벽면에 의해 형성된 공간 내에 유입하는 냉각 공기량을 저감시킬 수 있어, 전체의 냉각 공기량(냉각 공기의 소비량)을 저감시킬 수 있는 동시에, 온도가 낮은 냉각 공기가 필름 냉각 구멍으로부터 분출되는 것을 방지할 수 있다.
본 발명에 관한 터빈용 날개는 전방 모서리와 후방 모서리를 연결하는 중심선을 따라서 복면측과 배면측으로 구획되는 판 형상의 리브가, 전방 모서리와 후방 모서리 사이에 설치되고, 배면측과 복면측의 캐비티가 연통하지 않는 적어도 2 이상의 캐비티가 설치된 터빈용 날개이며,
배면측의 캐비티에 공급되는 냉각 공기의 통로는 냉각 공기의 유동 방향의 상류측에 형성되어, 내측 슈라우드 및 외측 슈라우드의 표면에 설치된 제2 충돌판과, 냉각 공기의 유동 방향에 대해 배면측 캐비티의 하류측에 형성되어, 배면측의 날개 본체의 내벽면에 근접하는 제1 충돌판으로 이루어지는 압력 조정 부재를 구비한다.
복면측의 캐비티에 공급되는 냉각 공기의 통로는 압력 조정 부재로서 배면측의 날개 본체의 내벽면에 근접하는 제1 충돌판을 구비하지만, 내측 슈라우드 및 외측 슈라우드에 설치된 제2 충돌판을 개재시키지 않고, 내측 슈라우드 및 외측 슈라우드로부터 직접 복면측의 캐비티로 냉각 공기가 공급되는 구성을 구비하는 것이 바람직하다.
이와 같은 터빈 날개에 따르면, 복면측의 캐비티에 공급되는 냉각 공기의 통로의 압력 조정 부재는 제1 충돌판만으로 구성되어 있는 것에 비해, 배면측의 캐비티에 공급되는 냉각 공기의 통로의 압력 조정 부재는 제1 충돌판 및 제2 충돌판으로 구성되어 있으므로, 복면측의 캐비티에 공급되는 냉각 공기의 통로는 배면측의 캐비티에 공급되는 냉각 공기의 통로에 비해, 압력 조정 부재의 수가 적다.
배면측의 캐비티에 공급되는 냉각 공기의 통로는 제1 충돌판 및 제2 충돌판에 의해 감압되므로, 배면측의 캐비티의 압력은 복면측의 캐비티의 압력보다 저압으로 된다. 이 결과, 배면측의 캐비티에 공급되어 배면측의 날개 본체의 필름 냉각 구멍으로부터 배출되는 냉각 공기량이 저감된다.

본 발명에 관한 가스 터빈은 전체의 냉각 공기량을 저감시킬 수 있는 동시에, 온도가 낮은 냉각 공기가 필요 이상으로 필름 냉각 구멍으로부터 분출되는 것을 방지할 수 있는 터빈용 날개를 구비하고 있다.

본 발명에 관한 가스 터빈에 따르면, 전체의 냉각 공기량이 저감되게 되므로, 터빈 전단의 압축기로부터의 추기량이 적어져 연소용 공기를 연소기에, 보다 많이 공급할 수 있으므로, 가스 터빈의 연소 가스량을 늘릴 수 있어, 성능(출력)을 향상시킬 수 있는 동시에, 필름 냉각 구멍으로부터의 온도가 낮은 냉각 공기의 불필요한 분출이 방지되게 되므로, 가스 터빈의 열 효율을 향상시킬 수 있다.

본 발명에 따르면, 날개 본체의 배면측(볼록부측)으로 흐르는 불필요한 냉각 공기를 적게 하여, 사용하는 냉각 공기(냉각 매체)량을 저감시킬 수 있다고 하는 효과를 발휘한다.

도 1은 본 발명에 관한 터빈용 날개를 구비한 가스 터빈을 도시하는 도면이 며, 차실 상반부를 제거한 상태를 도시하는 개략 사시도이다.

도 2는 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 터빈용 날개를, 그 전방 모서리와 후방 모서리를 연결하는 중심선에 대해 대략 직교하는 면으로 자른 주요부 사시도이다.

도 3은 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 터빈용 날개를, 그 전방 모서리와 후방 모서리를 연결하는 중심선에 대해 대략 직교하는 면으로 자른 주요부 단면도이다.

도 4는 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 터빈용 날개의 대략 중앙부를, 그 수직 설치 방향 축선에 대해 대략 직교하는 면으로 자른 주요부 단면도이다.

도 5는 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 터빈용 날개의 외측 슈라우드를 외측에서 본 사시도이다.

도 6은 본 발명의 제2 실시 형태에 관한 터빈용 날개의 대략 중앙부를, 그 수직 설치 방향 축선에 대해 대략 직교하는 면으로 자른 주요부 단면도이다.

도 7은 본 발명의 제3 실시 형태에 관한 터빈용 날개를, 그 전방 모서리와 후방 모서리를 연결하는 중심선에 대해 대략 직교하는 면으로 자른 주요부 단면도이다.

[부호의 설명]

1 : 가스 터빈

10 : 터빈용 날개

11 : 날개 본체

14 : 필름 냉각 구멍

15 : 리브(제1 리브)

16 : 리브(제2 리브)

24 : 내벽면(내주면)

30 : 충돌판(제1 충돌판)(압력 조정 부재)

33 : 외벽면(외주면)

36 : 충돌판(제2 충돌판)(압력 조정 부재)

50 : 터빈용 날개

60 : 터빈용 날개

C1 : 캐비티

C2 : 캐비티

C3 : 캐비티

C4 : 캐비티

C5 : 캐비티

L.E. : 전방 모서리

T.E. : 후방 모서리

이하, 본 발명에 관한 터빈용 날개의 제1 실시 형태에 대해, 도 1 내지 도 5를 참조하면서 설명한다.

도 1은 본 발명에 관한 터빈용 날개를 구비한 가스 터빈을 도시하는 도면이 며, 차실 상반부를 제거한 상태를 도시하는 개략 사시도, 도 2는 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개를, 그 전방 모서리와 후방 모서리를 연결하는 중심선에 대해 대략 직교하는 면으로 자른 주요부 사시도, 도 3은 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개를, 그 전방 모서리와 후방 모서리를 연결하는 중심선에 대해 대략 직교하는 면으로 자른 주요부 단면도, 도 4는 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개의 대략 중앙부를, 그 수직 설치 방향 축선에 대해 대략 직교하는 면으로 자른 주요부 단면도, 도 5는 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개의 외측 슈라우드를, 외측(외주측)으로부터 본 사시도이다.

도 1에 도시한 바와 같이, 가스 터빈(1)은 연소용 공기를 압축하는 압축부(2)와, 이 압축부(2)로부터 보내져 온 고압 공기 중에 연료를 분사하여 연소시켜, 고온 연소 가스를 발생시키는 연소부(3)와, 이 연소부(3)의 하류측에 위치하여, 연소부(3)를 나온 연소 가스에 의해 구동되는 터빈부(4)를 주된 요소로 하는 것이다.

본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(10)는, 예를 들어 터빈부(4)에 있어서의 제1단 정익에 적용될 수 있는 것으로, 도 2 및 도 3에 도시한 바와 같이, 날개 본체(11)와, 내측 슈라우드(12)와, 외측 슈라우드(13)를 구비하고 있다.

도 4에 도시한 바와 같이, 날개 본체(11)에는 복수개의 필름 냉각 구멍(14)과, 날개 본체(11)의 수직 설치 방향 축선에 대해 대략 직교하는 단면에 있어서의 전방 모서리(L.E.)와 후방 모서리(T.E.)를 연결하는 중심선(도시하지 않음)에 대해 대략 직교하여 설치되고, 날개 본체(11)의 내부를 복수개(본 실시 형태에서는 4개) 의 캐비티(C1, C2, C3, C4)로 구획하는 판 형상의 리브(제1 리브)(15)와, 중앙부에 위치하는 캐비티[가장 전방 모서리측에 위치하는 캐비티(C1) 및 가장 후방 모서리측에 위치하는 캐비티(C4) 이외의 캐비티](C2, C3)를 복면측과 배면측으로 구획하는(대략 이분함) 판 형상의 리브(제2 리브)(16)와, 가장 후방 모서리측에 위치하는 캐비티(C4) 내의 냉각 공기(냉각 매체)를 날개 본체(11)의 외부로 유도하는 동시에 복수의 핀 핀(pin fin)(도시하지 않음)을 갖는 공기 구멍(17)이 형성되어 있다.

또한, 판 형상의 리브(16)는 날개 내부에서 냉각용 공기가 복면측으로부터 배면측으로 이동하는 것을 저지하므로, 날개 배면측의 캐비티 내 압력과 날개 복면측 캐비티 내 압력을 다르게 할 수 있는 효과를 갖고 있다.

또한, 가장 전방 모서리측에 위치하는 캐비티(C1) 내에는 인서트(18) 및 충돌판(19)이 수납되어(수용되어) 있고, 가장 후방 모서리측에 위치하는 캐비티(C4) 내에는 인서트(20)가 수납되어(수용되어) 있다.

인서트(18, 20)는 각각, 복수개의 충돌 냉각 구멍(도시하지 않음)이 형성된 중공 형상의 것이고, 충돌판(19)은 복수개의 충돌 냉각 구멍(도시하지 않음)이 형성된 판 형상의 것이다.

인서트(18)는 캐비티(C1) 내의 복면측에 배치되고, 충돌판(19)은 그 내벽면(내주면)(21)이 인서트(18)의 배면측에 위치하는 외벽면(외주면)(22)과 대향하고, 또한 외벽면(외주면)(23)이 날개 본체(11)의 배면측에 위치하는 내벽면(24)과 대향하도록 배치되어 있다.

그리고, 인서트(18)의 외벽면(22)과 날개 본체(11)의 복면측에 위치하는 내 벽면(24) 사이, 인서트(18)의 외벽면(22)과 리브(15)의 벽면(25) 사이, 인서트(18)의 외벽면(22)과 충돌판(19)의 내벽면(21) 사이 및 충돌판(19)의 외벽면(23)과 날개 본체(11)의 배면측에 위치하는 내벽면(24)과 리브(15)의 벽면(25) 사이에는 각각, 냉각 공간, 즉 냉각 공기의 통로가 형성되어 있다.

인서트(20)는 캐비티(C4) 내에 배치되어 있고, 인서트(20)의 외벽면(외주면)(26)과 날개 본체(11)의 내벽면(24) 사이 및 인서트(20)의 외벽면(26)과 리브(15)의 벽면(25) 사이에는 각각, 냉각 공간, 즉 냉각 공기의 통로가 형성되어 있다.

그리고, 냉각 공기가, 도시되어 있지 않은 수단에 의해 인서트(18, 20)의 내부로 도입되어, 복수개의 충돌 냉각 구멍을 통해 냉각 공간 내에 분출되어, 날개 본체(11)의 내벽면(24)이 충돌 냉각되도록 되어 있다.

또한, 날개 본체(11)의 내벽면(24)을 충돌 냉각한 냉각 공기는 날개 본체(11)의 복수개의 필름 냉각 구멍(14)으로부터 분출되어, 날개 본체(11)의 둘레에 냉각 공기에 의한 필름층을 형성하여, 날개 본체(11)가 필름 냉각되도록 되어 있다.

또한, 날개 본체(11)의 후방 모서리로부터는 공기 구멍(17)을 통해 냉각 공기가 분출되어, 이때 핀 핀을 냉각하여 날개 본체(11)의 후방 모서리 근방이 냉각되도록 되어 있다.

또한, 인서트(18)의 내부로 도입되어, 날개 본체(11)의 복면측의 내벽면(24)을 향해 개방되는 충돌 냉각 구멍으로부터 냉각 공간 내에 분출되어 날개 본체(11) 의 복면측의 내벽면(24)을 충돌 냉각한 냉각 공기의 일부가, 인서트(18)의 외벽면(22)과 날개 본체(11)의 내벽면(24) 사이에 형성된 냉각 공간 및 인서트(18)의 외벽면(22)과 리브(15)의 벽면(25) 사이에 형성된 냉각 공간을 통해 인서트(18)의 외벽면(22)과 충돌판(19)의 내벽면(21) 사이에 형성된 냉각 공간으로 유입하도록 되어 있다. 그리고, 인서트(18)의 외벽면(22)과 충돌판(19)의 내벽면(21) 사이에 형성된 냉각 공간으로 유입한 냉각 공기는, 날개 본체(11)의 배면측의 내벽면(24)을 향해 개방되는 충돌 냉각 구멍으로부터 냉각 공간 내에 분출되어 날개 본체(11)의 배면측의 내벽면(24)을 충돌 냉각한 후, 필름 냉각 구멍(14)으로부터 분출되도록 되어 있다.

한편, 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)에는 각각, 충돌판(30)이 수납되어(수용되어) 있다.

충돌판(30)(압력 조정 부재)은 각각, 복수개의 충돌 냉각 구멍(도시하지 않음)이 형성된 판 형상의 것으로, 그 내벽면(내주면)(31)이 리브(16)의 벽면(32)과 대향하고, 또한 그 외벽면(외주면)(33)이 날개 본체(11)의 내벽면(24)과 대향하도록 배치되어 있다.

그리고, 충돌판(30)(압력 조정 부재)의 외벽면(33)과 날개 본체(11)의 내벽면(24)과 리브(15)의 벽면(25) 사이에는 각각, 냉각 공간, 즉 냉각 공기의 통로가 형성되어 있다.

도 2 및 도 3에 도시한 바와 같이, 내측 슈라우드(12)는 날개 본체(11)의 내측(내주측)에 설치되어 있고, 외측 슈라우드(13)는 날개 본체(11)의 외측(외주측)에 설치되어 있다.

내측 슈라우드(12)의 표면(도 2 및 도 3에 있어서 하측의 면)(34) 및 외측 슈라우드(13)의 표면(도 2 및 도 3에 있어서 상측의 면)(35)에는 각각 충돌판(36)(압력 조정 부재)이 설치되어 있다.

충돌판(36)(압력 조정 부재)은 각각, 복수개의 충돌 냉각 구멍(도시하지 않음)이 형성된 판 형상의 것으로, 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)의, 리브(16)의 벽면(32)보다도 배면측에 형성된 공간[즉, 리브(15)의 벽면(25)과 리브(16)의 벽면(32)과 날개 본체(11)의 내벽면(24)으로 둘러싸인 공간]의 상방 또는 하방을 덮도록 배치되어 있다.

그리고, 충돌판(36)의 내벽면(37)과 내측 슈라우드(12)의 표면(34) 사이 및 충돌판(36)의 내벽면(37)과 외측 슈라우드(13)의 표면(35) 사이에는 각각, 냉각 공간, 즉 충돌판(36)에 형성된 충돌 냉각 구멍을 통과한 냉각 공기를, 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)의, 리브(16)의 벽면(32)보다도 배면측에 형성된 공간 내로 유도하는 냉각 공기의 통로가 형성되어 있다.

또한, 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)의, 리브(16)의 벽면(32)보다도 배면측에 형성된 공간 내에는 충돌판(36)에 형성된 충돌 냉각 구멍을 통과한 냉각 공기만이 공급될 수 있도록 되어 있다.

또한, 충돌판(36)을 충돌 냉각한 냉각 공기는 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)의, 리브(16)의 벽면(32)보다도 배면측에 형성된 공간 내로 유입하여, 날개 본체(11)의 배면측의 내벽면(24)을 향해 개방되는 충돌 냉각 구멍으로부터 냉각 공간 내에 분출되어 날개 본체(11)의 배면측의 내벽면(24)을 충돌 냉각한 후, 필름 냉각 구멍(14)으로부터 분출되도록 되어 있다.

또한, 도 3에 도시한 바와 같이, 중앙부에 위치하는 캐비티[C2(C3)]의, 리브(16)의 벽면(32)보다도 배면측에 형성된 공간[즉, 리브(16)의 벽면(32)과, 충돌판(30)의 내벽면(31) 사이에 형성된 공간]의 내측 슈라우드(12)측의 입구 부분에는 날개 본체(11)의 배면측 및 복면측의 내벽면(24)을 따라서, 충돌 받침판(38)이 각각 고정되어 있다. 또한, 충돌판(30)의 날개 수직 설치 방향의 열 신장차를 흡수하면서, 냉각 공기를 시일하기 위해, 충돌판(30)의 일단부(도 3에 있어서의 하측의 단부)는 충돌 받침판(38)에 형성된 홈(38a) 내에 삽입되는 구조로 되고, 충돌판(30)의 일단부가 홈(38a) 내를 슬라이드함으로써, 충돌판(30)이 날개 수직 설치 방향으로 신축할 수 있도록 되어 있다.

또한, 도 5에 도시한 바와 같이, 내측 슈라우드(12)의 표면(34)(도 2 및 도 3 참조) 및 외측 슈라우드(13)의 표면(35)(도 2 및 도 3 참조)에는 각각 충돌판(40)(36)이 설치되어 있다.

충돌판(40)(36)은 각각, 복수개의 충돌 냉각 구멍(41)이 형성된 판 형상의 것으로, 날개 본체(11)의 복면측 상류측 및 전방 모서리 상류측의 상방 또는 하방을 덮도록 배치되어 있다.

그리고, 충돌판(40)(36)의 내벽면(도시하지 않음)과 내측 슈라우드(12)의 표면(34) 사이 및 충돌판(40)(36)의 내벽면(도시하지 않음)과 외측 슈라우드(13)의 표면(35) 사이에는 각각 냉각 공간, 즉 충돌판(40)(36)에 형성된 충돌 냉각 구멍(41)을 통과한 냉각 공기를, 측부 유로(42)의 전방 모서리측 개구 단부(43)로 유도하는 냉각 공기의 통로가 형성되어 있다.

측부 유로(42)는 내측 슈라우드(12) 및 외측 슈라우드(13)의 전방 모서리측으로부터 후방 모서리측에 걸쳐서, 그 양측부에 형성된 냉각 공기의 통로이고, 그 후방 모서리측 개구 단부(44)는 각각, 내측 슈라우드(12) 및 외측 슈라우드(13)의 폭 방향에 걸쳐서, 그 후방 모서리부에 형성된 헤더(45)의 대응하는 단부에 접속되어 있다. 또한, 측부 유로(42)의 내벽면에는 도시하지 않은 복수의 판 형상의 돌기(태뷸레이터)가 설치되어 있다.

헤더(45)는 측부 유로(42)의 전방 모서리측 개구 단부(43)로부터 측부 유로(42) 내로 유입된 냉각 공기를, 내측 슈라우드(12) 및 외측 슈라우드(13)의 후방 모서리부에 형성된 후방 모서리 유로(46)로 유도하는 냉각 공기의 통로이다.

그리고, 충돌판(40)(36)에 형성된 충돌 냉각 구멍(41)을 통과한 냉각 공기는 측부 유로(42)의 전방 모서리측 개구 단부(43)로부터 측부 유로(42) 내에 유입되어, 측부 유로(42), 헤더(45) 및 후방 모서리 유로(46)를 통과한 후, 내측 슈라우드(12) 및 외측 슈라우드(13)의 후방 모서리로부터 방출되도록 되어 있다. 이때, 내측 슈라우드(12) 및 외측 슈라우드(13)의 전방 모서리부, 양측부 및 후방 모서리부는 냉각 공기에 의해 냉각되도록 되어 있다.

이와 같이 구성된 터빈용 날개(10)에 있어서, 충돌판(36)을 향해 공급된(분출된) 냉각 공기는 충돌판(36)을 충돌 냉각한 후, 충돌판(36)에 형성된 충돌 냉각 구멍을 통과하여, 충돌판(36)의 내벽면(37)과 내측 슈라우드(12)의 표면(34) 사이 및 충돌판(36)의 내벽면(37)과 외측 슈라우드(13)의 표면(35) 사이에 형성된 냉각 공간 내를 통과하여, 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)의 배면측이고, 또한 리브(15)의 벽면(25), 리브(16)의 벽면(32) 및 충돌판(30)의 내벽면(31)에 의해 형성된 공간 내로 유입하도록 되어 있다. 그리고, 캐비티(C2, C3)의 배면측이고, 또한 리브(15)의 벽면(25), 리브(16)의 벽면(32) 및 충돌판(30)의 내벽면(31)에 의해 형성된 공간 내로 유입된 냉각 공기는 캐비티(C2, C3)의 배면측에 형성되어, 날개 본체(11)의 배면측의 내벽면(24)을 향해 개방되는 충돌 냉각 구멍으로부터 충돌판(30)의 외벽면(33), 리브(15)의 벽면(25) 및 날개 본체(11)의 배면측의 내벽면(24)에 의해 형성된 냉각 공간 내에 분출되어 날개 본체(11)의 배면측의 내벽면(24)을 충돌 냉각한 후, 필름 냉각 구멍(14)으로부터 분출되도록 되어 있다.

한편, 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)의 복면측이고, 또한 리브(15)의 벽면(25), 리브(16)의 벽면(32) 및 충돌판(30)의 내벽면(31)에 의해 형성된 공간 내에는, 도시되어 있지 않은 수단에 의해 냉각 공기가 내측 슈라우드(12) 및 외측 슈라우드(13)에 설치한 제2 충돌판(36)을 개재시키지 않고 캐비티(C2, C3)의 복면측으로 직접 도입(공급)되도록 되어 있다. 그리고, 캐비티(C2, C3)의 복면측이고, 또한 리브(15)의 벽면(25), 리브(16)의 벽면(32) 및 충돌판(30)의 내벽면(31)에 의해 형성된 공간 내에 유입된 냉각 공기는, 캐비티(C2, C3)의 복면측에 형성되어, 날개 본체(11)의 복면측의 내벽면(24)을 향해 개방되는 충돌 냉각 구멍으로부터 충돌판(30)의 외벽면(33), 리브(15)의 벽면(25) 및 날개 본체(11)의 배면측의 내벽면(24)에 의해 형성된 냉각 공간 내에 분출되어 날개 본체(11)의 복면측의 내벽면(24)을 충돌 냉각한 후, 필름 냉각 구멍(14)으로부터 분출되도록 되어 있다.
즉, 캐비티(C2, C3)의 복면측에 공급되어, 복면측의 날개 본체(11)의 필름 냉각 구멍(14)으로부터 유출되는 냉각 공기의 통로는 압력 조정 부재로서 제2 충돌판(36)을 구비하고 있지 않고, 제1 충돌판(30)만을 구비하고 있다.
한편, 상술한 바와 같이 캐비티(C2, C3)의 배면측에 공급되어, 배면측의 날개 본체(11)의 필름 냉각 구멍(14)으로부터 유출되는 냉각 공기의 통로는 압력 조정 부재로서 제2 충돌판(36)과, 제1 충돌판(30)을 구비하고 있다.
이와 같은 터빈용 날개(10)의 구성에 의해, 캐비티(C2, C3)의 배면측에 공급되는 냉각 공기는 제1 충돌판(30) 및 제2 충돌판(36)으로 이루어지는 압력 조정 부재를 경유하여 날개 본체(11)의 배면측의 필름 냉각 구멍(14)으로부터 유출된다.
한편, 캐비티(C2, C3)의 복면측에 공급되는 냉각 공기의 통로는 캐비티의 하류측에 설치되어, 날개 본체(11)의 내벽면(24)에 대면하는 제1 충돌판(30)만을 압력 조정 부재로서 구비하는 것에 지나지 않는다. 그 결과, 캐비티(C2, C3)의 복면측의 압력은 높고, 캐비티(C2, C3)의 배면측의 압력은 낮아져, 배면측의 날개 본체(11)의 필름 냉각 구멍(14)으로부터 유출되는 냉각 공기량이 저감되어 날개 본체(11)의 냉각 공기량의 적정화가 도모된다.

또한, 도시되어 있지 않은 수단에 의해 인서트(18, 20)의 내부로 도입된 냉 각 공기는 복수개의 충돌 구멍을 통해 냉각 공간 내에 분출되어, 날개 본체(11)의 내벽면(24)이 충돌 냉각되도록 되어 있다.

그리고, 날개 본체(11)의 내벽면(24)을 충돌 냉각한 냉각 공기는 날개 본체(11)의 복수개의 필름 냉각 구멍(14)으로부터 분출되어, 날개 본체(11)의 둘레에 냉각 공기에 의한 필름층을 형성하여, 날개 본체(11)가 필름 냉각되도록 되어 있다.

또한, 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(10)에서는 인서트(18)의 내부로 도입되어, 날개 본체(11)의 복면측의 내벽면(24)을 향해 개방되는 충돌 냉각 구멍으로부터 냉각 공간 내로 분출되어 날개 본체(11)의 복면측의 내벽면(24)을 충돌 냉각한 냉각 공기의 일부가, 인서트(18)의 외벽면(22)과 날개 본체(11)의 내벽면(24) 사이에 형성된 냉각 공간 및 인서트(18)의 외벽면(22)과 리브(15)의 벽면(25) 사이에 형성된 냉각 공간을 통해 인서트(18)의 외벽면(22)과 충돌판(19)의 내벽면(21) 사이에 형성된 냉각 공간으로 유입하도록 되어 있다. 그리고, 인서트(18)의 외벽면(22)과 충돌판(19)의 내벽면(21) 사이에 형성된 냉각 공간으로 유입된 냉각 공기는 날개 본체(11)의 배면측의 내벽면(21)을 향해 개방되는 충돌 구멍으로부터 냉각 공간 내로 분출되어 날개 본체(11)의 배면측의 내벽면(24)을 충돌 냉각한 후, 필름 냉각 구멍(14)으로부터 분출되도록 되어 있다.

또한, 인서트(20)의 내부로 도입되어, 날개 본체(11)의 내벽면(24)을 향해 개방되는 충돌 냉각 구멍으로부터 냉각 공간 내로 분출되어 날개 본체(11)의 내벽면(24)을 충돌 냉각한 냉각 공기의 일부는 인서트(20)의 외벽면(26)과 날개 본 체(11)의 내벽면(24) 사이에 형성된 냉각 공간 및 공기 구멍(17)을 통해 핀 핀을 냉각한 후, 날개 본체(11)의 후방 모서리로부터 분출되도록 되어 있다.

또한, 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(10)에서는 충돌판(40)(36)에 형성된 충돌 냉각 구멍(41)을 통과한 냉각 공기가, 측부 유로(42)의 전방 모서리측 개구 단부(43)를 향해 균일하게 흐르고, 측부 유로(42)의 전방 모서리측 개구 단부(43)로부터 측부 유로(42) 내로 유입된 냉각 공기는 직선 형상의 유로를 갖는 측부 유로(42) 및 헤더(45)를 통과한 후, 후방 모서리 유로(46)를 통해 내측 슈라우드(12) 및 외측 슈라우드(13)의 후방 모서리로부터 방출되도록 되어 있다.

본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(10)에 따르면, 충돌판(36)을 충돌 냉각한 냉각 공기가 날개 본체(11)의 배면측의 내벽면(24)을 충돌 냉각하는 동시에, 날개 본체(11)의 배면측의 외벽면(외주면)을 필름 냉각하는 데 이용되게 된다.

이에 의해, 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)의 배면측이고, 또한 리브(15)의 벽면(25), 리브(16)의 벽면(32) 및 충돌판(30)의 내벽면(31)에 의해 형성된 공간 내로 유입되는 냉각 공기량을 저감시킬 수 있어, 전체의 냉각 공기량(냉각 공기의 소비량)을 저감시킬 수 있는 동시에, 냉각 능력이 충분히 사용되고 있지 않은 온도가 낮은 냉각 공기가 필름 냉각 구멍(14)으로부터 분출되는 것을 방지할 수 있다.

또한, 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(10)에 따르면, 압력이 낮고, 또한 유속이 느린 냉각 공기가, 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)의 배면측에 형성된 필름 냉각 구멍(14)으로부터 분출되어, 날개 본체(11)의 배면측의 외벽면을 따라서 지속성이 높은 냉각 공기에 의한 막이 균일하게 형성되게 된다.

이에 의해, 연소 가스(고온 가스)로부터 날개 본체(11)의 표면[보다 상세하게는, 날개 본체(11)의 배면측의 외벽면]으로의 열전달을 보다 저감시킬 수 있어, 필름 냉각 효율을 향상시킬 수 있다.

또한, 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(10)에 따르면, 측부 유로(42)의 전방 모서리측 개구 단부(43)로부터 유입된 냉각 공기를 내측 슈라우드(12) 및 외측 슈라우드(13)의 후방 모서리[즉, 후방 모서리 유로(46)의 하류측 개구 단부]로 유도하는 유로의 굴곡부는 측부 유로(42)의 후방 모서리측 개구 단부(44)와 헤더(45)의 단부와의 접합(연통)부 및 헤더(45)의 중앙부와 후방 모서리 유로(46)의 상류측 개구 단부와의 접합(연통)부의 2개만으로 되어 있으므로, 유로의 굴곡부에 있어서의 압력 손실(유로 저항)을 저감시킬 수 있어, 냉각 공기의 유속을 증가시킬 수 있고, 내측 슈라우드(12) 및 외측 슈라우드(13)를 효율적으로 냉각할 수 있는 동시에, 충돌판(40)(36)의 내벽면과 내측 슈라우드(12)의 표면(34) 사이 및 충돌판(40)(36)의 내벽면과 외측 슈라우드(13)의 표면(35) 사이에 형성된 냉각 공간 내에 유입되는 냉각 공기량을 저감시킬 수 있어, 전체의 냉각 공기량(냉각 공기의 소비량)을 더욱 저감시킬 수 있다.

본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(10)를 구비한 가스 터빈(1)에 따르면, 가스 터빈의 냉각에 기여하지 않는 불필요한 냉각 공기가 연소 가스와 혼합하여 연소 가스 온도를 내리지 않으므로 가스 터빈의 성능을 향상시킬 수 있는 동시에, 압축부로부터 추기(bleed air)하는 냉각 공기량을 줄이면, 그 줄인 압축 공기 전체량을 가스 연소용 공기로서 사용할 수 있으므로, 완전 연소시키는 연료 가스 투입량을 늘릴 수 있다. 그러면, 연소 가스 총량이 증가하므로 압축기 부분을 대형화하지 않고 터빈 출력을 향상시킬 수 있어, 터빈의 소형 고출력화를 실현할 수 있으므로, 결과적으로 성능이 향상된다고 하는 이점을 갖는 것이다. 또한, 리브(16)가 날개의 강도 향상에 기여하므로 날개의 박육화를 도모할 수 있다고 하는 이점을 갖는다. 또한 간이한 구조로 날개 배면측과 복면측의 냉각 공기량의 최적화를 각각 독립하여 제어할 수 있다고 하는 이점을 갖는 것이다.

본 발명에 관한 터빈용 날개의 제2 실시 형태에 대해, 도 6을 참조하면서 설명한다. 도 6은 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개의 대략 중앙부를, 그 수직 설치 방향 축선에 대해 대략 직교하는 면으로 자른 주요부 단면도이다.

도 6에 도시한 바와 같이, 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(50)는 복면측의 중앙부에 위치하는 2개의 캐비티[가장 전방 모서리측에 위치하는 캐비티(C1) 및 가장 후방 모서리측에 위치하는 캐비티(C4) 이외의 캐비티](C2, C3) 대신에, 1개의 캐비티(C5)를 구비하고 있다는 점에서 상술한 실시 형태의 것과 다르다. 그 밖의 구성 요소에 대해서는 상술한 실시 형태의 것과 동일하므로, 여기서는 그들 구성 요소에 대한 설명은 생략한다.

본 실시 형태에서는 배면측의 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)를 전방 모서리측과 후방 모서리측으로 구획하는 판 형상의 리브(15)와, 배면측의 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)와 복면측의 중앙부에 위치하는 캐비티(C5)를 복면측과 배면측으로 구획하는(대략 이분함) 판 형상의 리브(16)가 T자 교차하도록(즉, 리 브(15)와 리브(16)의 단면으로 볼 때 형상이 대략 T자 형상으로 되도록), 리브(15) 및 리브(16)가 형성되어 있다.

본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(50)에 따르면, 배면측의 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)가 리브(15)에 의해 전방 모서리측과 후방 모서리측으로 구획되게 되므로, 배면측의 벌징 응력에 대한 강도를 향상시킬 수 있다.

또한, 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(50)에 따르면, 복면측의 중앙부에 위치하는 캐비티를 전방 모서리측과 후방 모서리측으로 구획하는 리브(15)가 불필요해지므로, 복면측의 중앙부에 위치하는 캐비티(C5)의 구조를 간략화할 수 있어, 제조 시의 주조 공정이 용이해지고, 제조 비용을 저감시킬 수 있다.

또한, 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(50)에 따르면, 냉각하기 어려운 리브(15)의 수가 감소하므로, 복면측의 중앙부에 위치하는 캐비티(C5)의 냉각 효율을 향상시킬 수 있다.

그 밖의 작용 효과는, 상술한 실시 형태의 것과 동일하므로, 여기서는 그 설명을 생략한다.

본 발명에 관한 터빈 날개의 제3 실시 형태에 대해, 도 7을 참조하면서 설명한다. 도 7은 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개를, 그 전방 모서리와 후방 모서리를 연결하는 중심선에 대해 대략 직교하는 면으로 자른 주요부 단면도이다.

도 7에 도시한 바와 같이, 본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(60)는 중앙부에 위치하는 캐비티[C2(C3)]의, 리브(16)의 벽면(32)보다도 배면측에 형성된 공간의 측에 설치된 충돌 받침판(38) 대신에, 구획판(39)이 설치되어 있다고 하는 점에서 상술한 실시 형태의 것과 다르다. 그 밖의 구성 요소에 대해서는 상술한 실시 형태의 것과 동일하므로, 여기서는 그들 구성 요소에 대한 설명은 생략한다.

즉, 상술한 실시 형태에서는, 도 2 또는 도 3에 도시한 바와 같이 내측 슈라우드(12) 및 외측 슈라우드(13)의 각각에 설치된 충돌판(36)을 충돌 냉각한 냉각 공기가, 중앙부에 위치하는 캐비티[C2(C3)] 중, 리브(16)의 벽면(32)보다도 배면측에 형성된 공간 내에 유입되는, 소위 「양측 공급 방식」이 채용되어 있다.

이에 대해, 본 실시 형태에서는, 도 7에 도시한 바와 같이 중앙부에 위치하는 캐비티[C2(C3)] 중, 리브(16)의 벽면(32)보다도 배면측에 형성된 공간이며, 전방 모서리측에 가까운 공간은, 한쪽(도 7에 있어서 상방)이 외측 슈라우드(13)와 연통하고, 다른 쪽(도 7에 있어서 하방)이 충돌판(30)의 일단부(도 7에 있어서의 하측의 단부)에 고정된 구획판(39)에 의해 폐색되어 있다. 또한, 동시에, 후방 모서리측에 가까운 공간은 다른 쪽이 내측 슈라우드(12)와 연통하고, 한쪽이 충돌판(30)의 타단부(도 7에 있어서의 상측의 단부)에 고정된 구획판(39)(도시하지 않음)에 의해 폐색되어 있다. 즉, 전방 모서리측에 가까운 공간에 공급되는 냉각 공기는 외측 슈라우드(13)의 충돌판(36)에서 충돌 냉각한 냉각 공기만이 공급되고, 내측 슈라우드(12)측으로부터는 공급되지 않는다. 한편, 후방 모서리측에 가까운 공간에 공급되는 냉각 공기는 내측 슈라우드(12)의 충돌판(36)에서 충돌 냉각한 냉각 공기만이 공급되고, 외측 슈라우드(13)측으로부터는 냉각 공기가 공급되지 않는, 소위 「편측 공급 방식」이 채용되어 있다.

또한, 본 실시 형태에 있어서의 전방 모서리측에 가까운 공간은, 다른 쪽이 내측 슈라우드(12)와 연통하고, 한쪽이 충돌판(30)의 타단부에 고정된 구획판(39)에 의해 폐색되는 동시에, 후방 모서리측에 가까운 공간은 한쪽이 외측 슈라우드(13)와 연통하고, 다른 쪽이 충돌판(30)의 일단부에 고정된 구획판(39)(도시하지 않음)에 의해 폐색된 것으로 할 수도 있다.

본 실시 형태에 관한 터빈용 날개(60)에 따르면, 구획판(39)은 충돌판(30)에 밀착하도록 하여 고정되어 있어, 구획판(39)과 충돌판(30)의 접합부에 있어서의 시일성이 확보되게 되므로, 당해 접합부로부터의 냉각 공기의 누설을 확실하게 방지할 수 있다.

또한, 상술한 실시 형태에서는 충돌판(30)의 일단부가, 충돌 받침판(38)에 삽입되는 구조로 되어 있으므로, 충돌판(30)의 일단부와 충돌 받침판(38)의 홈(38a) 사이로부터 냉각 공기가 약간 누설되어 버리는 경우가 있다.

또한, 본 발명은 제1단 정익에만 적용할 수 있는 것은 아니고, 그 밖의 단의 정익, 혹은 동익에도 적용 가능하다.

또한, 상술한 실시 형태에서는, 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3) 내의 복면측 및 배면측에 각각 충돌판(30)을 구비하고, 이들 캐비티(C2, C3) 내의 공간을, 중심선을 따라서 복면측과 배면측으로 구획하는 리브(16)를 구비하는 동시에, 리브(16)의 배면측에 위치하는 공간의 상류측에 충돌판(36)을 구비한 일구체예를 설명하였지만, 본 발명은 이것으로 한정되는 것은 아니다. 따라서, 예를 들어 중앙 부에 위치하는 캐비티(C2, C3) 내의 배면측에만 충돌판(30)을 구비한 구성[즉, 리브(16), 복면측의 충돌판(30) 및 상류측의 충돌판(36)을 갖지 않는 구성]으로 해도 좋고, 리브(16) 및 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3) 내의 배면측에 배치된 충돌판(30)만을 구비한 구성[즉, 복면측의 충돌판(30) 및 상류측의 충돌판(36)을 갖지 않는 구성]으로 해도 좋고, 리브(16), 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3) 내의 배면측에 배치된 충돌판(30), 충돌판(36)만을 구비한 구성[즉, 복면측의 충돌판(30)을 갖지 않는 구성]으로 해도 좋고, 각 단의 정익 사이에 있어서는 배면측과 복면측의 충돌판의 개구 면적의 대소로 유량을 미세 조정하는 구성을 부가해도 좋다.

또한, 본 발명은 중앙부에 위치하는 캐비티[가장 전방 모서리측에 위치하는 캐비티(C1) 및 가장 후방 모서리측에 위치하는 캐비티(C4) 이외의 캐비티](C2, C3) 내에만 적용될 수 있는 것은 아니고, 가장 전방 모서리측에 위치하는 캐비티(C1) 및/또는 가장 후방 모서리측에 위치하는 캐비티(C4)에도 적용 가능하다.

Claims

날개 본체의 전방 모서리와 후방 모서리를 연결하는 중심선을 따라서 날개 본체의 내측을 날개 복면측과 날개 배면측으로 구획하는 판 형상의 리브가 날개 본체의 전방 모서리와 후방 모서리 사이에 설치되고, 배면측의 캐비티와 복면측의 캐비티로 되는 적어도 2 이상의 캐비티가 연통하지 않게 설치된 터빈용 날개에 있어서,

상기 터빈용 날개는, 날개 배면측의 캐비티에 유출입되는 냉각 공기의 상류에 위치되고 상기 냉각 공기의 압력을 조정하는 판 형상의 압력 조정 부재를 갖고 있고, 상기 날개 배면측의 캐비티에는 상기 압력 조정 부재를 통과한 상기 냉각 공기만이 공급되는, 터빈용 날개.
제1항에 있어서, 상기 압력 조정 부재가 제2 충돌판인, 터빈용 날개.
제2항에 있어서, 상기 날개 배면측의 캐비티로부터 유출되는 냉각 공기의 하류에 위치하는 제1 충돌판을 더 구비하는, 터빈용 날개.
제3항에 있어서, 상기 날개 복면측의 캐비티로부터 유출되는 냉각 공기의 하류에 위치하는 제1 충돌판을 더 구비하는, 터빈용 날개.
날개 본체의 전방 모서리와 후방 모서리를 연결하는 중심선을 따라서 날개 본체의 내측을 날개 복면측과 날개 배면측으로 구획하는 판 형상의 리브가, 날개 본체의 전방 모서리와 후방 모서리 사이의 부분이 배면측의 캐비티와 복면측의 캐비티로 되는 적어도 2 이상의 캐비티가 연통하지 않게 형성된 터빈용 날개에 있어서,

상기 터빈용 날개는,

날개 복면측의 캐비티에 공급되어 날개 복면측의 날개 본체의 필름 냉각 구멍으로부터 유출되는 냉각 공기의 제1 통로와,

날개 배면측의 캐비티에 공급되어 날개 배면측의 날개 본체의 필름 냉각 구멍으로부터 유출되는 냉각 공기의 제2 통로와,

상기 제1 통로 및 상기 제2 통로에 각각 설치된 압력 조정 부재를 구비하고,

상기 제2 통로에 유입되는 냉각 공기의 상류에는 압력 조정 부재를 더 구비하고,

상기 제1 통로에 설치된 압력 조정 부재는 상기 제2 통로에 설치된 압력 조정 부재보다 수가 적게 배치되며,

상기 제2 통로에는 상기 압력 조정 부재를 통과한 냉각 공기만이 공급되는, 터빈용 날개.
제5항에 있어서, 상기 제1 통로에 설치되는 상기 압력 조정 부재는 상기 날개 복면측의 캐비티로부터 유출되는 냉각 공기의 하류에 설치된 제1 충돌판이고,

상기 제2 통로에 설치되는 상기 압력 조정 부재는 상기 날개 배면측의 캐비티에 유입되는 냉각 공기의 상류에 위치되고 상기 제2 통로만을 가리도록 설치된 제2 충돌판과, 상기 날개 배면측의 캐비티로부터 유출되는 냉각 공기의 하류에 설치된 제1 충돌판인, 터빈용 날개.
제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 기재된 터빈용 날개를 구비하여 이루어지는 것을 특징으로 하는, 가스 터빈.
제7항에 있어서, 상기 터빈용 날개의 각 단에 설치된 상기 압력 조정 부재에 형성되는 충돌 구멍의 직경이 서로 다른, 가스 터빈.