JP2013256945A - Method and apparatus for mitigating out of roundness effect on turbine - Google Patents
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Abstract
Description
本明細書にて開示の主題は、ガスタービンの内側タービンシェルでの真円からのずれの影響を緩和する装置と方法に関する。 The subject matter disclosed herein relates to an apparatus and method for mitigating the effects of deviation from a perfect circle in an inner turbine shell of a gas turbine.
タービン部分のいくつかの設計は、作動ガスのためのタービンを介した流路を提供する内側タービンシェルと、内側タービンシェルを取り囲む外側タービンシェルを含んでいる。一般には、複数のブレードを有するロータが内側タービンシェル内に配置され、作動ガスがタービンを通過することにより回転する。内側タービンシェルと複数のタービンブレードとの間の間隔がタービンの効率及び発生出力を決定し、この間隔は、真円からのずれとしても知られている、内側タービンシェルの、円形断面からの偏差に影響を受けることがある。内側タービンシェルと外側タービンシェルとの間の接続により、様々な動作応力から生じる負荷がしばしば外側タービンシェルから内側タービンシェルに移転し、真円からのずれとして知られる状態である内側タービンシェルの変形をもたらす。そこで、真円からのずれの影響を緩和するタービンシェルを設計することが所望されている。本開示は、真円からのずれの影響を低減するために、外側タービンシェルと内側タービンシェルとの間の負荷の移転を低減する方法及び装置を提供する。 Some designs of the turbine portion include an inner turbine shell that provides a flow path through the turbine for the working gas and an outer turbine shell that surrounds the inner turbine shell. In general, a rotor having a plurality of blades is disposed in the inner turbine shell and rotates as the working gas passes through the turbine. The spacing between the inner turbine shell and the plurality of turbine blades determines the turbine's efficiency and power output, which is also known as the deviation from the perfect circle, the deviation from the circular section of the inner turbine shell. May be affected. Due to the connection between the inner and outer turbine shells, the deformation of the inner turbine shell, a condition where loads resulting from various operating stresses often transfer from the outer turbine shell to the inner turbine shell, known as deviation from a perfect circle. Bring. Therefore, it is desired to design a turbine shell that mitigates the influence of deviation from a perfect circle. The present disclosure provides a method and apparatus for reducing load transfer between an outer turbine shell and an inner turbine shell to reduce the effect of deviation from a perfect circle.
一態様によれば、本開示はタービンでの真円からのずれの影響を緩和する方法を提供し、この方法は、タービンの外側タービンシェル内にタービンの内側タービンシェルを設けるステップと、内側タービンシェルの真円からのずれを緩和するための、外側タービンシェルから内側タービンシェルへの負荷の移転を低減する複数のリングインサートセグメントに分割されたリングインサートを使用して内側タービンシェルを外側タービンシェルに結合するステップとを含んでいる。 According to one aspect, the present disclosure provides a method for mitigating the effects of deviation from a perfect circle in a turbine, the method comprising providing an inner turbine shell of a turbine within an outer turbine shell of the turbine; To mitigate the deviation of the shell from the perfect circle, the inner turbine shell is connected to the outer turbine shell using a ring insert divided into a plurality of ring insert segments that reduces load transfer from the outer turbine shell to the inner turbine shell. And a step of combining.
他の態様によれば、本開示はタービンを提供し、このタービンは、外側タービンシェルと、内側タービンシェルと、内側タービンシェルを外側タービンシェルに結合するように構成され、外側タービンシェルから内側タービンシェルへの負荷の移転を低減する複数のリングインサートセグメントに分割されたリングインサートとを含んでいる。 According to another aspect, the present disclosure provides a turbine, the turbine configured to couple an outer turbine shell, an inner turbine shell, and the inner turbine shell to the outer turbine shell from the outer turbine shell to the inner turbine. A ring insert divided into a plurality of ring insert segments to reduce load transfer to the shell.
これらの並びに他の長所及び特徴は、添付の図面とともに以下の説明を解釈することにより、さらに明らかになる。 These and other advantages and features will become more apparent from the following description taken in conjunction with the accompanying drawings.
本発明として見なされる主題については、本明細書の結びにおける特許請求の範囲で特に示し、明瞭に主張している。本発明の上述の並びに他の特徴及び長所は、添付の図面とともに以下の詳細な説明を解釈することにより明らかになる。 The subject matter regarded as the invention is particularly pointed out and distinctly claimed in the claims at the conclusion of this specification. The above and other features and advantages of the present invention will become apparent from the following detailed description taken in conjunction with the accompanying drawings.
詳細な説明は、添付の図面を参照し、例を用いて、長所及び特徴とともに、本発明の実施形態を説明している。 The detailed description explains embodiments of the invention, together with advantages and features, by way of example with reference to the accompanying drawings.
図１は、本開示の一実施形態におけるガスタービンの例示的な内側タービンシェル１００の側面断面図である。例示的な内側タービンシェル１００は、中空シェルを備え、この中空シェルは、長手方向軸１０２に沿って延在し、長手方向軸の第１の端部に吸気口１０４及び長手方向軸の第２の端部に排気口１０６を有する。タービンシェルは、その長手方向軸１０２に対して実質的に回転対称である。複数のタービンブレード（図示せず）を有するロータが、内側タービンシェル１００内に長手方向軸１０２に実質的に沿って配置されている。吸気口１０４において内側タービンシェル１００内に注入した作動ガスが、タービンブレードを回転するように動かし、この回転により、ロータが電力を発生させるように回転する。様々な実施形態において、内側タービンシェル１００は、本明細書ではシェルセクターとも呼ぶ２以上の部分から構成され、これらは内側タービンシェル１００を形成するように結合する。例示的なシェルセクターは、概して、長手方向軸１０２の周囲において所定のアジマス角度にわたり広がっている。この２以上のシェルセクターは、ボルト１１２を介して接合部１１０で一体に結合する。接合したシェルセクターは、内側タービンシェルに組み込まれたノズル（図示せず）に空気を供給する、内側タービンシェル１００を通過する冷却孔又は空気通路１１４を備えている。内側タービンシェルは、内側タービンシェル１００のスラストカラー１１６において外側タービンシェルと結合されている。内側タービンシェルはスラストカラー１１６を含んでいる。 FIG. 1 is a side cross-sectional view of an exemplary inner turbine shell 100 of a gas turbine in one embodiment of the present disclosure. The exemplary inner turbine shell 100 comprises a hollow shell that extends along the longitudinal axis 102 and has an inlet 104 and a second longitudinal axis at a first end of the longitudinal axis. There is an exhaust port 106 at the end of the. The turbine shell is substantially rotationally symmetric with respect to its longitudinal axis 102. A rotor having a plurality of turbine blades (not shown) is disposed within the inner turbine shell 100 substantially along the longitudinal axis 102. The working gas injected into the inner turbine shell 100 at the intake port 104 moves the turbine blades to rotate, and this rotation rotates the rotor to generate electric power. In various embodiments, the inner turbine shell 100 is comprised of two or more portions, also referred to herein as shell sectors, that are joined to form the inner turbine shell 100. The exemplary shell sector generally extends over a predetermined azimuth angle about the longitudinal axis 102. The two or more shell sectors are joined together at a joint 110 via bolts 112. The joined shell sector includes a cooling hole or air passage 114 through the inner turbine shell 100 that supplies air to a nozzle (not shown) incorporated in the inner turbine shell. The inner turbine shell is coupled to the outer turbine shell at the thrust collar 116 of the inner turbine shell 100. The inner turbine shell includes a thrust collar 116.
図２は、スラストカラー１１６を含む図１の内側タービンシェルの一部を示す。様々な実施形態において、スラストカラー１１６は分割されている。内側タービンシェルの分割されたスラストカラー１１６は、リングインサートを挿入可能であるスロット１１８を含んでいる。リングインサートは、内側タービンシェルを支持するために内側タービンシェルを外側タービンシェルに結合している。リングインサートは、外側タービンシェルと内側タービンシェルとの間で接触する領域を備えている。例示的な実施形態において、リングインサートは複数のリングインサートセグメントに分割され、これらは互いに、外周に沿って互いの間に隙間を設けるように離れている。そのため、複数のリングインサートセグメントによって範囲を定められた角度の合計は、３６０度未満となる。 FIG. 2 shows a portion of the inner turbine shell of FIG. 1 that includes a thrust collar 116. In various embodiments, the thrust collar 116 is segmented. The split thrust collar 116 of the inner turbine shell includes a slot 118 into which a ring insert can be inserted. The ring insert couples the inner turbine shell to the outer turbine shell to support the inner turbine shell. The ring insert includes a region of contact between the outer turbine shell and the inner turbine shell. In the exemplary embodiment, the ring insert is divided into a plurality of ring insert segments that are spaced apart from each other along the outer periphery. Thus, the sum of the angles delimited by the plurality of ring insert segments is less than 360 degrees.
図３は、本開示の例示的な実施形態におけるシェルセクターの形状図を示す。例示的な内側タービンシェルは、４つの扇形部から構成され、そのそれぞれは、内側タービンシェル３００の四半体を形成している。例示的なシェルセクター３１５を示す。例示的なシェルセクター３１５上にはリングインサートセグメント３０２を示す。リングインサートセグメント３０２は、扇形部３１５の外周に沿って第１のアジマス位置３０４から第２のアジマス位置３０６に延在し、角度３２０を定めている。一実施形態において、角度３２０は９０度未満である。他の実施形態において、角度３２０は約１５度〜約８５度である。さらに他の実施形態において、角度３２０は約３０度〜約７０度である。例示的な実施形態において、リングインサートセグメント３０２は、第１のアジマス位置３０４と第１の対接合部３１０との間の距離が、第２のアジマス位置３０６と第２の対接合部３１２との間の距離に実質的に等しくなるように、シェルセクター３１５の第１の対接合部３１０と第２の対接合部３１２との間で均等に配置されている。そのため、外側タービンシェルと内側タービンシェルとの間で接触する領域は、３６０度未満となる。この接触領域の低減は、外側タービンシェルと内側タービンシェルとの間の負荷移転領域を低減する。代替の実施形態において、例示的なシェルセクター３１５は、互いに離れた２以上の環状セグメントを含んでもよい。 FIG. 3 shows a shell sector shape diagram in an exemplary embodiment of the present disclosure. The exemplary inner turbine shell is comprised of four sectors, each of which forms a quarter of the inner turbine shell 300. An exemplary shell sector 315 is shown. A ring insert segment 302 is shown on the exemplary shell sector 315. The ring insert segment 302 extends from the first azimuth location 304 to the second azimuth location 306 along the outer periphery of the sector 315 and defines an angle 320. In one embodiment, angle 320 is less than 90 degrees. In other embodiments, angle 320 is between about 15 degrees and about 85 degrees. In still other embodiments, angle 320 is between about 30 degrees and about 70 degrees. In the exemplary embodiment, the ring insert segment 302 has a distance between the first azimuth location 304 and the first pair junction 310 between the second azimuth location 306 and the second pair junction 312. The first paired joint 310 and the second paired joint 312 of the shell sector 315 are equally disposed so as to be substantially equal to the distance therebetween. Therefore, the area in contact between the outer turbine shell and the inner turbine shell is less than 360 degrees. This reduction in contact area reduces the load transfer area between the outer turbine shell and the inner turbine shell. In alternative embodiments, the exemplary shell sector 315 may include two or more annular segments that are spaced apart from each other.
一態様において、リングインサートセグメントの長さはプロセッサを使用して決定可能である。例示的なプロセッサは、選択基準を内側タービンシェルの真円からのずれが満たすリングインサートセグメントの長さを決定するためのシミュレーションを実行することが可能である。このプロセッサは、タービンの様々な運転サイクルをシミュレートすることが可能であり、サイクル中の様々な時点での内側タービンシェルの真円からのずれを決定することが可能である。 In one aspect, the length of the ring insert segment can be determined using a processor. The exemplary processor can perform a simulation to determine the length of the ring insert segment that satisfies the selection criteria by a deviation from the perfect circle of the inner turbine shell. The processor can simulate various operating cycles of the turbine and can determine deviations from the perfect circle of the inner turbine shell at various points in the cycle.
代替として、例示的なリングインサートセグメントを有するタービンを構築し、運転することが可能である。センサは、内側タービンシェルの様々な位置に配置可能であり、内側タービンシェルの真円からのずれは、タービンが様々な運転サイクルを介して運転する際に観察可能である。これによって、真円からのずれの影響の緩和に関してリングインサートセグメントの様々な長さの有効性を観察することにより、リングインサートセグメントの長さ及び間隔を決定することができる。 Alternatively, a turbine having an exemplary ring insert segment can be constructed and operated. Sensors can be placed at various locations on the inner turbine shell, and deviations from the perfect circle of the inner turbine shell can be observed as the turbine operates through various operating cycles. This allows the length and spacing of the ring insert segments to be determined by observing the effectiveness of the various lengths of the ring insert segments with respect to mitigating the effects of deviation from a perfect circle.
一態様において、選択基準を真円からのずれが満たす環状セグメントの長さが選択される。様々な実施形態において、環状セグメントの長さが内側タービンシェルの真円からのずれを許容可能な公差レベル内に維持している際に、正しいセグメントが選択される。他の実施形態において、選択基準は、所定の時間枠にわたる真円からのずれの公差とすることができる。 In one aspect, the length of the annular segment that satisfies the selection criterion by deviation from the perfect circle is selected. In various embodiments, the correct segment is selected when the length of the annular segment maintains the deviation of the inner turbine shell from a perfect circle within acceptable tolerance levels. In other embodiments, the selection criteria may be a deviation from a perfect circle over a predetermined time frame.
図４は、例示的なタービンの運転中の様々な時点における本開示の例示的な内側タービンシェルの外周のプロットを示す。図４のプロットは、外周の半径方向の変位の測定値を外周の周囲で約５度ごとに得る解析モデルからの出力である。代わりに、構築したシェルの試験のために、概して、外周の周囲に設置した約１０個のセンサを使用してプロットを得てもよい。半径方向の測定値は、参照番号４０１（起動から１６５４秒後）、４０２（２３７４秒）、４０３（２８７４秒）、４０４（４１７４秒）、４０５（１００，０００秒）及び４０６（１００，９６７秒）によって示すように、様々な時点において得られる。図５は、その後の時点における図４の例示的な内側タービンシェルの外周のプロットを示す。半径方向の測定値は、５０１（１０５，６１８秒後）、５０２（１１４，４００秒）、５０３（１１６，０５５秒）、５０４（１１６，２７１秒）、５０５（１１６，７７５秒）及び５０６（２１４，４００秒）によって示す様々な時点において得られる。例示的な内側タービンシェルは、概して、電力出力の増減の１以上のサイクルを介して運転する。概して、内側タービンシェルの外周は、加熱とともに増大し、冷却とともに減少する。早い時点（すなわち、時点４０１）では、実質的に真円の断面を有する内側タービンシェルを示す。高出力レベルで運転しているタービン（すなわち、時点４０４、４０５及び４０６）も示す。特に時点４０４では、高出力レベルでの真円からのずれの大きな影響を伴った内側タービンシェルを示す。時点５０３及び５０４では、運転サイクルがより低い出力レベルに低下する際の外周を示す。様々な程度の真円からのずれを示す。時点５０６では、運転サイクルが高出力レベルに再び上昇する際の外周を示す。図５に見るように、時点５０６でのシェルの真円からのずれの程度は相対的に小さい。真円からのずれの影響が許容可能な誤差の範囲内であれば、オペレータは、タービン内での使用するために環状セグメントを選択することが可能である。 FIG. 4 shows a plot of the outer circumference of an example inner turbine shell of the present disclosure at various times during operation of the example turbine. The plot of FIG. 4 is the output from the analytical model that obtains a measurement of the radial displacement of the outer periphery about every 5 degrees around the outer periphery. Alternatively, for testing the constructed shell, a plot may be obtained using generally about 10 sensors placed around the perimeter. The measured values in the radial direction are reference numbers 401 (1654 seconds after activation), 402 (2374 seconds), 403 (2874 seconds), 404 (4174 seconds), 405 (100,000 seconds) and 406 (100,967 seconds). ) At different time points. FIG. 5 shows a plot of the outer circumference of the exemplary inner turbine shell of FIG. 4 at a later point in time. The measured values in the radial direction are 501 (after 105,618 seconds), 502 (114,400 seconds), 503 (116,055 seconds), 504 (116,271 seconds), 505 (116,775 seconds) and 506 ( 214, 400 seconds). An exemplary inner turbine shell generally operates through one or more cycles of increasing or decreasing power output. Generally, the outer periphery of the inner turbine shell increases with heating and decreases with cooling. An early time point (ie, time point 401) shows the inner turbine shell having a substantially circular cross section. Also shown are turbines operating at high power levels (ie, time points 404, 405, and 406). In particular, at time 404, the inner turbine shell is shown with a significant effect of deviation from a perfect circle at high power levels. Time points 503 and 504 show the outer circumference as the operating cycle drops to a lower power level. The deviation from a perfect circle of various degrees is shown. At time 506, the outer periphery is shown as the operating cycle rises again to a high power level. As seen in FIG. 5, the degree of deviation of the shell from the perfect circle at time 506 is relatively small. If the effect of deviation from the perfect circle is within an acceptable error range, the operator can select an annular segment for use in the turbine.
したがって、一態様において、本開示はタービンでの真円からのずれの影響を緩和する方法を提供し、この方法は、タービンの外側タービンシェル内にタービンの内側タービンシェルを設けるステップと、内側タービンシェルの真円からのずれを緩和するための、外側タービンシェルから内側タービンシェルへの負荷の移転を低減する複数のリングインサートセグメントに分割されたリングインサートを使用して内側タービンシェルを外側タービンシェルに結合するステップとを含んでいる。一実施形態において、複数のリングインサートセグメントは、４つのリングインサートセグメントを含んでいる。このリングインサートセグメントの少なくとも１つは、（ｉ）９０度未満、（ｉｉ）約１５度〜約８５度及び（ｉｉｉ）約３０度〜約７０度からなる群から選択される、内側タービンシェルの長手方向軸から測定される角度の範囲を定めている。選択基準を内側タービンシェルの真円からのずれが満たすリングインサートセグメントの長さ及び位置を決定するために、プロセッサが使用可能である。リングインサートセグメントの長さは、外側タービンシェルと内側タービンシェルとの間の負荷の経路を縮小するように選択される。様々な実施形態において、負荷は外側タービンシェルにおける熱応力の結果である。リングインサートセグメントは、内側タービンシェルの外周の周囲に等距離で、内側タービンシェルのスラストカラーに配置されている。様々な実施形態において、内側タービンシェルは、２以上のアジマスシェルセクターから形成される。 Accordingly, in one aspect, the present disclosure provides a method for mitigating the effects of deviation from a perfect circle in a turbine, the method comprising providing an inner turbine shell of a turbine within an outer turbine shell of the turbine; To mitigate the deviation of the shell from the perfect circle, the inner turbine shell is connected to the outer turbine shell using a ring insert divided into a plurality of ring insert segments that reduces load transfer from the outer turbine shell to the inner turbine shell. And a step of combining. In one embodiment, the plurality of ring insert segments includes four ring insert segments. At least one of the ring insert segments is an inner turbine shell selected from the group consisting of (i) less than 90 degrees, (ii) about 15 degrees to about 85 degrees, and (iii) about 30 degrees to about 70 degrees. Defines the range of angles measured from the longitudinal axis. A processor can be used to determine the length and position of the ring insert segment that satisfies the selection criteria by the deviation of the inner turbine shell from the perfect circle. The length of the ring insert segment is selected to reduce the load path between the outer turbine shell and the inner turbine shell. In various embodiments, the load is a result of thermal stress in the outer turbine shell. The ring insert segments are disposed in the thrust collar of the inner turbine shell at equal distances around the outer periphery of the inner turbine shell. In various embodiments, the inner turbine shell is formed from two or more azimuth shell sectors.
外側タービンシェルと、内側タービンシェルと、内側タービンシェルを外側タービンシェルに結合するように構成され、外側タービンシェルから内側タービンシェルへの負荷の移転を低減する複数のリングインサートセグメントに分割されたリングインサートとを含むタービン。例示的な一実施形態において、リングインサートセグメントは、４つのリングインサートセグメントに分割されている。このリングインサートセグメントの少なくとも１つによって範囲を定められる角度は、（ｉ）９０度未満、（ｉｉ）約１５度〜約８５度及び（ｉｉｉ）約３０度〜約７０度からなる群から選択される。リングインサートの長さを決定するために、タービンのモデルのプログラムを実行するプロセッサが使用可能である。概して、リングインサートセグメントの長さは、外側タービンシェルと内側タービンシェルとの間の負荷の経路を縮小するように選択される。概して、この負荷は外側タービンシェルにおける熱応力に関連している。例示的な実施形態において、リングインサートセグメントは、内側タービンシェルの外周の周囲に均等に間隔を空けられている。様々な実施形態において、内側タービンシェルは、所定のアジマス角度にわたって延在する２以上のシェルセクターから形成される。 An outer turbine shell, an inner turbine shell, and a ring configured to couple the inner turbine shell to the outer turbine shell and divided into a plurality of ring insert segments to reduce load transfer from the outer turbine shell to the inner turbine shell A turbine including an insert. In one exemplary embodiment, the ring insert segment is divided into four ring insert segments. The angle delimited by at least one of the ring insert segments is selected from the group consisting of (i) less than 90 degrees, (ii) about 15 degrees to about 85 degrees, and (iii) about 30 degrees to about 70 degrees. The A processor executing a turbine model program can be used to determine the length of the ring insert. Generally, the length of the ring insert segment is selected to reduce the load path between the outer turbine shell and the inner turbine shell. In general, this load is related to thermal stress in the outer turbine shell. In the exemplary embodiment, the ring insert segments are evenly spaced around the outer periphery of the inner turbine shell. In various embodiments, the inner turbine shell is formed from two or more shell sectors that extend over a predetermined azimuth angle.
限られた数の実施形態のみに関して本発明を詳細に説明したが、本発明が開示したそれらの実施形態に限定されないことは理解されよう。むしろ、本発明は、ここまでに説明されていないが、本発明の精神及び範囲に相応のいずれの数の変形形態、変更形態、置換形態又は、均等な配置形態をも組み込むように修正可能である。加えて、本発明の様々な実施形態を説明したが、本発明の諸態様は、説明した実施形態の一部のみを含む場合があることを理解されよう。そのため、本発明は、前述の説明が限定するものであると理解するものではなく、添付の特許請求の範囲のみが限定するものである。 While the invention has been described in detail in connection with only a limited number of embodiments, it will be understood that the invention is not limited to those disclosed embodiments. Rather, the invention has been described above but may be modified to incorporate any number of variations, modifications, substitutions or equivalent arrangements commensurate with the spirit and scope of the invention. is there. In addition, while various embodiments of the invention have been described, it will be understood that aspects of the invention may include only some of the described embodiments. Accordingly, the present invention is not to be understood as limited by the foregoing description, but is only limited by the scope of the appended claims.
１００ 内側タービンシェル
１０２ 長手方向軸
１０４ 吸気口
１０６ 排気口
１１０ 接合部
１１２ ボルト
１１４ 空気通路
１１６ スラストカラー
１１８ スロット
３００ 内側タービンシェル
３０２ リングインサートセグメント
３０４ 第１のアジマス位置
３０６ 第２のアジマス位置
３１０ 第１の対接合部
３１２ 第２の対接合部
３１５ シェルセクター
DESCRIPTION OF SYMBOLS 100 Inner turbine shell 102 Longitudinal axis 104 Inlet 106 Outlet 110 Joint 112 Bolt 114 Air passage 116 Thrust collar 118 Slot 300 Inner turbine shell 302 Ring insert segment 304 First azimuth position 306 Second azimuth position 310 First Pair of joints 312 Second pair of joints 315 Shell sector
Claims (16)
タービンの外側タービンシェル内にタービンの内側タービンシェルを配置するステップと、
内側タービンシェルの真円からのずれを緩和するための、外側タービンシェルから内側タービンシェルへの負荷の移転を低減する複数のリングインサートセグメントに分割されたリングインサートを使用して、内側タービンシェルを外側タービンシェルに結合するステップと
を含む方法。 A method for mitigating the influence of deviation from a perfect circle in a turbine,
Placing the inner turbine shell of the turbine within the outer turbine shell of the turbine;
Using a ring insert divided into a plurality of ring insert segments to reduce load transfer from the outer turbine shell to the inner turbine shell to mitigate the deviation of the inner turbine shell from the perfect circle, the inner turbine shell is Coupling to the outer turbine shell.
内側タービンシェルと、
内側タービンシェルを外側タービンシェルに結合するように構成され、外側タービンシェルから内側タービンシェルへの負荷の移転を低減する複数のリングインサートセグメントに分割されたリングインサートと
を備えるタービン。 An outer turbine shell;
An inner turbine shell;
A turbine comprising: a ring insert configured to couple an inner turbine shell to an outer turbine shell and divided into a plurality of ring insert segments to reduce load transfer from the outer turbine shell to the inner turbine shell.
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