BLADE TIP FOR GAS TURBINE

An objective of the present invention is to improve cooling efficiency of a blade tip for a gas turbine so as to secure breakage prevention and reliability. In particular, disclosed is an optimal flow path structure for controlling a flow in a rim portion of a blade tip for a gas turbine. According to one embodiment of the present invention, the blade tip for a gas turbine comprises: a wing-shaped blade housing; a squealer tip extended from an edge of the blade housing; and at least one a film cooling hole of a slot shape with a predetermined length in the longitudinal direction of the squealer tip to discharge a cooling fluid to a rim of the squealer tip. A plurality of guide walls are formed on a rim of the same side surface as that of the film cooling hole and protrudes from the rim of the squealer tip in a tip surface direction of a blade to guide the cooling fluid discharged from the film cooling hole. A part or all of the guide walls are extended from a rim of one side surface to a rim of an opposite side surface thereto. 본 발명은 가스터빈 블레이드 팁의 냉각 성능을 향상시켜, 파손 방지 및 신뢰성을 확보하고자 하는 것을 목적으로 하는 발명이다. 특히, 가스터빈 블레이드 팁에서 림부분의 유동 흐름을 제어하기 위한 최적의 유로 구조를 개시하고자 한다. 본 발명의 일 실시예에 따르면, 익형의 블레이드 하우징과, 상기 블레이드 하우징의 가장자리로부터 연장형성된 스퀼러팁과, 상기 스퀼러팁의 림에 냉각유체를 배출하는 스퀼러팁의 길이방향으로 소정의 길이를 가지는 슬롯형태의 막냉각홀을 적어도 하나 이상 포함하며, 상기 막냉각홀과 동일한 측면의 림에 형성되며, 상기 스퀼러팁의 림으로부터 상기 블레이드의 팁 표면 방향으로 돌출되어 막냉각홀에서 배출되는 냉각유체를 가이드하는 복수 개의 가이드월이 형성되고, 상기 복수 개의 가이드월 중 일부 또는 전부는 일 측면의 림에서 반대 측면의 림까지 연장형성되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드를 제공한다.