JP2018178985A - Gas turbine blade assembly including retainer assembling structure, and gas turbine including the same - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、リテーナー組立構造を含むガスタービンブレード組立体及びこれを含むガスタービンに関するもので、より詳しくは、分解及び組立が容易であり、完全なシーリングを具現することができる構造を含むガスタービンブレード組立体及びこれを含むガスタービンに関するものである。 The present invention relates to a gas turbine blade assembly including a retainer assembly structure and a gas turbine including the same, and more particularly, to a gas turbine including a structure that is easy to disassemble and assemble and can realize perfect sealing. The present invention relates to a blade assembly and a gas turbine including the same.
一般に、タービンとは、蒸気、ガスのような圧縮性流体の流れを用いて衝動力又は反動力で回転力を得る機械装置であり、蒸気を用いれば蒸気タービン（Ｓｔｅａｍ Ｔｕｒｂｉｎｅ）、燃焼ガスを用いればガスタービン（Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ）という。 In general, a turbine is a mechanical device that obtains rotational force by impact or repulsion using a flow of a compressible fluid such as steam or gas, and if using steam, a steam turbine (Steam Turbine) or combustion gas is used. Gas turbine (gas turbine).
ガスタービンの熱サイクルはブレイトンサイクル（Ｂｒａｙｔｏｎ Ｃｙｃｌｅ）であり、大気から空気を吸入して上昇させた後、燃焼機に燃焼用空気を供給する圧縮機、流入した圧縮空気を燃料と混合させてから燃消させることで高いエネルギーの燃焼ガスを生成する燃焼機、及び燃焼機から出た高温及び高圧の燃焼ガスが膨脹しながらタービンの回転羽に衝動して反動力を与えて機械的エネルギーに変換するタービンから構成される。 The thermal cycle of the gas turbine is a Brayton cycle, and after the air is sucked from the atmosphere and raised, the compressor that supplies combustion air to the combustion machine, and the compressed air that has flowed in are mixed with the fuel The combustion machine that generates high-energy combustion gas by burning out, and the high-temperature and high-pressure combustion gas that came out of the combustion engine expand while impacting the rotating blades of the turbine to give repulsive power and convert it to mechanical energy It consists of a turbine that
このように、タービンで得た機械的エネルギーは圧縮機で空気を圧縮するのに必要なエネルギー（タービンの総動力の約６０％）として供給され、残りは発電機を駆動するのに用いられることによって電力を生産するものである。 Thus, the mechanical energy obtained by the turbine is supplied as the energy required to compress the air in the compressor (about 60% of the total power of the turbine) and the rest is used to drive the generator To produce electricity.
このようなガスタービンの作動原理は、まず大気の空気を吸入して圧縮機で圧縮した後、燃焼機に送って高温及び高圧のガスを生成してタービンを動作させ、排気ガスを大気中に放出することで、つまり圧縮、加熱、膨脹及び放熱の４過程でなる。 The operating principle of such a gas turbine is that first, after intake of atmospheric air and compression by a compressor, it is sent to a combustor to generate high-temperature and high-pressure gas to operate the turbine and exhaust gas into the atmosphere By releasing it, it becomes 4 processes of compression, heating, expansion and heat dissipation.
このように、通常的なガスタービンの重要構成要素の中でも回転ディスクから流動する冷却気体（ｃｏｏｌｉｎｇ ａｉｒ）のシーリング（ｓｅａｌｉｎｇ）と流動路（ｐａｔｈ）を作るために、ブレードと回転ディスクと隣接してリテーナー（ｒｅａｉｎｅｒ）を取り付けている。 Thus, among the key components of a conventional gas turbine, adjacent to the blades and the rotating disk to create a sealing and flow path for the cooling air flowing from the rotating disk. A retainer (reainer) is attached.
図１及び図２は従来技術によるリテーナーが装着されたガスタービンブレード組立体の一部を示す断面図を示す。 1 and 2 show cross-sectional views of a portion of a gas turbine blade assembly fitted with a retainer according to the prior art.
従来技術によれば、リテーナーを組み立てるのに多様な方法が用いられている。 According to the prior art, various methods are used to assemble the retainer.
従来技術によれば、図１及び図２に示したように、リテーナーをブレード又は回転ディスクの側面に締まりばめして固定させるとか結束部材を用いて結束させている。 According to the prior art, as shown in FIG. 1 and FIG. 2, the retainer is tightly fitted to the side of the blade or the rotating disk or is bound using a binding member.
しかし、従来技術による方法は、組立のために準備しなければならない部材が多数必要であり、組立過程及び分解過程が非常に複雑であって作業効率性が著しく低いという問題点を持っている。 However, the method according to the prior art requires many parts to be prepared for assembly, and the assembly and disassembly processes are very complicated and the working efficiency is extremely low.
従来技術によるリテーナーは、冷却気体のシーリングと流動路を形成するために非常に複雑な構造を有しているため、製作及び設置が容易でないという問題点を持っている。 The prior art retainer has the problem that it is not easy to manufacture and install because it has a very complicated structure to form the sealing and flow path of the cooling gas.
したがって、前述したような従来技術による問題点を解決することができるガスタービンブレード組立体に対する技術が必要な実情である。 Accordingly, there is a need in the art for a gas turbine blade assembly that can overcome the problems associated with the prior art as discussed above.
このような目的を達成するための本発明の一側面によるガスタービンブレード組立体は、ガスタービン回転ディスクの外周面に円周方向に沿って一定距離だけ離隔して取り付けられた複数のガスタービンブレードを含む組立体であって、前記回転ディスクの上端の一側に形成され、リテーナーの下端部の形状と対応するように所定深みだけ湾入した構造のリテーナー挿入具；ガスタービンブレードの下端部に形成され、リテーナーの上端部の形状と対応するように所定深みだけ湾入した構造のリテーナー結束具；及び前記リテーナー結束具と隣接して締結され、リテーナーとガスタービンブレードを互いに結束させる結束部材；を含む。 A gas turbine blade assembly according to one aspect of the present invention for achieving such an object comprises a plurality of gas turbine blades mounted on an outer circumferential surface of a gas turbine rotating disk at a predetermined distance along a circumferential direction. A retainer insert including a structure formed on one side of the upper end of the rotating disk and indented by a predetermined depth to correspond to the shape of the lower end of the retainer; at the lower end of the gas turbine blade A retainer tie formed and having a predetermined depth to correspond to the shape of the upper end of the retainer; and a tie member fastened adjacent to the retainer tie and binding the retainer and the gas turbine blade together; including.
本発明の一実施例において、前記ガスタービンブレードは回転ディスクの外周面に円周方向に沿って設けられたダブテールスロットに装着され、前記ガスタービンブレードはリテーナーによって軸方向に整列できる。 In one embodiment of the present invention, the gas turbine blades are mounted in dovetail slots provided circumferentially on the outer peripheral surface of the rotating disk, and the gas turbine blades can be axially aligned by means of a retainer.
本発明の一実施例において、前記回転ディスクの側面から所定長さだけ突起構造が突出することができ、前記突起構造の上面にリテーナー挿入具が形成可能である。 In one embodiment of the present invention, a protrusion structure may protrude from the side surface of the rotary disk by a predetermined length, and a retainer insertion tool may be formed on the top surface of the protrusion structure.
本発明の一実施例において、前記突起構造は回転ディスクの円周方向に沿って形成され、平面上で環状構造を成すことができる。 In one embodiment of the present invention, the projection structure is formed along the circumferential direction of the rotary disk and can form an annular structure on a plane.
本発明の一実施例において、前記リテーナー挿入具の内側面にはリテーナーと面接触するベアリング面が形成可能である。 In one embodiment of the present invention, the inner surface of the retainer insert may be formed with a bearing surface in surface contact with the retainer.
本発明の一実施例において、前記リテーナーの下端部はリテーナー挿入具の底面から所定距離だけ離隔してもよく、前記リテーナー結束具の湾入した深みはリテーナーの下端部とリテーナー挿入具の底面が離隔した距離と同じかそれより短くてもよい。 In one embodiment of the present invention, the lower end of the retainer may be separated from the bottom surface of the retainer insertion tool by a predetermined distance, and the recessed depth of the retainer binder is the bottom end of the retainer and the bottom surface of the retainer insertion tool. It may be equal to or less than the separated distance.
本発明の一実施例において、前記ガスタービンブレード組立体は、前記ガスタービンブレードの下端部にリテーナー結束具と隣接して形成され、結束部材と対応するように湾入した構造の結束部材挿入溝をさらに含むことができる。 In one embodiment of the present invention, the gas turbine blade assembly is formed at a lower end portion of the gas turbine blade adjacent to a retainer binder, and the binding member insertion groove of the grooved structure corresponding to the binding member Can be further included.
この場合、前記結束部材挿入溝とリテーナー結束具の間には、結束部材の外周面と対応する形状のスロット溝が形成可能である。 In this case, a slot groove having a shape corresponding to the outer peripheral surface of the binding member can be formed between the binding member insertion groove and the retainer binding tool.
また、前記スロット溝の形成方向はリテーナーの延長方向に平行な方向であってもよい。 Further, the formation direction of the slot groove may be a direction parallel to the extension direction of the retainer.
本発明の一実施例において、前記結束部材はボルト構造であり、前記結束部材のボルト頭部は結束部材挿入溝に挿入され、前記結束部材のネジ形成部はリテーナー結束具の方向に所定長さだけ突出してリテーナーの上端部と締結できる。 In one embodiment of the present invention, the binding member is a bolt structure, and the bolt head of the binding member is inserted into the binding member insertion groove, and the screw forming portion of the binding member has a predetermined length in the direction of the retainer binding. And can be fastened with the upper end of the retainer.
また、前記結束部材のネジ形成部にはナットが締結されて結束部材とリテーナーを互いに結束させ、前記ナットの外面はガスタービンブレードの下端部の外面に連続する曲面構造を形成することができる。 A nut may be fastened to the thread forming portion of the binding member to bind the binding member and the retainer to each other, and the outer surface of the nut may form a curved surface structure continuous with the outer surface of the lower end portion of the gas turbine blade.
本発明の一実施例において、前記ガスタービンブレードの下端部には、隣接した他のガスタービンブレードの方向に所定長さだけ突出するシーリング突起が形成可能である。 In one embodiment of the present invention, the lower end portion of the gas turbine blade may be formed with a sealing projection that protrudes by a predetermined length in the direction of another adjacent gas turbine blade.
本発明の一実施例において、前記リテーナーの上端部には、シーリング突起と対応するように所定長さだけ突出する補助シーリング突起が形成可能である。 In an embodiment of the present invention, the upper end portion of the retainer may be formed with an auxiliary sealing projection that protrudes by a predetermined length to correspond to the sealing projection.
本発明の一実施例において、前記リテーナーの一側面には、ガスタービンブレードの下端部の方向に伸び、ガスタービンブレードの一側面と対応する接触面が形成された支持突起部が形成されることができ、前記支持突起部の接触面にはシーリングワイヤが装着できる。 In one embodiment of the present invention, one side surface of the retainer is formed with a support projection extending in the direction of the lower end of the gas turbine blade and having a contact surface corresponding to the one side surface of the gas turbine blade. A sealing wire can be attached to the contact surface of the support protrusion.
また、本発明は、前記ガスタービンブレード組立体を含むガスタービンを提供する。本発明の一側面によるガスタービンは、ガスタービン回転ディスクの外周面に円周方向に沿って一定距離だけ離隔して取り付けられた複数のガスタービンブレードを備えるブレード組立体を含むガスタービンであって、前記ブレード組立体は、ガスタービンブレード固定端に形成され、リテーナーの下端部の形状と対応するように所定深みだけ湾入した構造のリテーナー挿入具；ガスタービンブレードの下端部に形成され、リテーナーの上端部の形状と対応するように所定深みだけ湾入した構造のリテーナー結束具；及び前記リテーナー結束具と隣接して締結されてリテーナーとガスタービンブレードを互いに結束させる結束部材を含む。 The present invention also provides a gas turbine including the gas turbine blade assembly. A gas turbine according to one aspect of the present invention is a gas turbine including a blade assembly including a plurality of gas turbine blades mounted at predetermined intervals along a circumferential direction on an outer circumferential surface of a gas turbine rotating disk, The blade assembly is formed at a fixed end of the gas turbine blade, and is a retainer insert having a structure having a predetermined depth and indented to correspond to the shape of the lower end of the retainer; formed at the lower end of the gas turbine blade And a binding member fastened adjacent to the retainer binding member to bind the retainer and the gas turbine blade to each other.
本発明の一実施例において、前記回転ディスクの側面から所定長さだけ突起構造が突出することができ、前記突起構造の上面にリテーナー挿入具が形成可能である。 In one embodiment of the present invention, a protrusion structure may protrude from the side surface of the rotary disk by a predetermined length, and a retainer insertion tool may be formed on the top surface of the protrusion structure.
本発明の一実施例において、前記突起構造は回転ディスクの円周方向に沿って形成され、平面上で環状構造を成すことができる。 In one embodiment of the present invention, the projection structure is formed along the circumferential direction of the rotary disk and can form an annular structure on a plane.
本発明の一実施例において、前記リテーナーの下端部はリテーナー挿入具の底面から所定距離だけ離隔し、前記リテーナー結束具の湾入した深みは、リテーナーの下端部とリテーナー挿入具底面が離隔した距離と同じかそれより短くてもよい。 In one embodiment of the present invention, the lower end of the retainer is separated from the bottom surface of the retainer insertion tool by a predetermined distance, and the indented depth of the retainer binder is the distance between the lower end of the retainer and the bottom surface of the retainer insertion tool. It may be shorter than or equal to.
本発明の一実施例において、前記ブレード組立体は、前記ガスタービンブレードの下端部にリテーナー結束具と隣接して形成され、結束部材と対応する構造の湾入した構造の結束部材挿入溝をさらに含むことができる。 In one embodiment of the present invention, the blade assembly is formed at a lower end portion of the gas turbine blade adjacent to a retainer binding, and further includes a binding member insertion groove having a recessed structure corresponding to the binding member. Can be included.
本発明の一実施例において、前記ブレード組立体は、前記ガスタービンブレードの下端部にリテーナー結束具と隣接して形成され、結束部材と対応するように湾入した構造の結束部材挿入溝をさらに含むことができる。 In one embodiment of the present invention, the blade assembly is formed at a lower end portion of the gas turbine blade adjacent to a retainer binding and further includes a binding member insertion groove having a recessed structure corresponding to the binding member. Can be included.
以上で説明したように、本発明のガスタービンブレード組立体によれば、特定構造のリテーナー挿入具、リテーナー結束具及び結束部材を備えることにより、分解及び組立が容易であり、完全なシーリングを具現することができる構造を含むガスタービンブレード及びこれを含むガスタービンを提供することができる。 As described above, according to the gas turbine blade assembly of the present invention, disassembling and assembling are easy and a complete sealing is realized by providing a retainer inserter, a retainer tie and a tie member of a specific structure. It is possible to provide a gas turbine blade including a structure that can be made and a gas turbine including the same.
また、本発明のガスタービンブレード組立体によれば、特定構造の突起構造を回転ディスクの側面に形成し、突起構造の上面にリテーナー挿入具を形成することにより、分解及び組立が容易であるとともに完全なシーリングを具現することができる構造を提供することができる。 Further, according to the gas turbine blade assembly of the present invention, the projection structure of the specific structure is formed on the side surface of the rotating disk, and the retainer insertion tool is formed on the upper surface of the projection structure to facilitate disassembly and assembly. It is possible to provide a structure that can realize perfect sealing.
また、本発明のガスタービンブレード組立体によれば、リテーナー挿入具の内側面にはリテーナーと面接触するベアリング面を形成することにより、ガスタービンブレード、回転ディスク及びリテーナーの完全なシーリングを具現することができる。 Also, according to the gas turbine blade assembly of the present invention, complete sealing of the gas turbine blade, the rotating disk and the retainer is realized by forming a bearing surface on the inner surface of the retainer insert that makes surface contact with the retainer. be able to.
また、本発明のガスタービンブレード組立体によれば、リテーナーの下端部はリテーナー挿入具の底面から所定距離だけ離隔し、リテーナー結束具の湾入した深みは、リテーナーの下端部とリテーナー挿入具底面が離隔した距離と同じか短いように形成することにより、リテーナー分解作業及び組立作業を従来技術に比べて手軽く遂行することができる。 Further, according to the gas turbine blade assembly of the present invention, the lower end portion of the retainer is separated from the bottom surface of the retainer insertion tool by a predetermined distance, and the recessed depth of the retainer binder is the lower end portion of the retainer and the bottom surface of the retainer insertion tool The retainer disassembling operation and assembling operation can be performed more easily compared to the prior art by forming the same as or shorter than the separated distance.
また、本発明のガスタービンブレード組立体によれば、特定構造の結束部材挿入溝、結束部材、リテーナー結束具を備えることにより、リテーナーを手軽く分解するとか組立てることができ、安定的な結束構造を具現することができる。 In addition, according to the gas turbine blade assembly of the present invention, by providing the binding member insertion groove, the binding member, and the retainer binding tool of a specific structure, the retainer can be disassembled lightly or assembled, and a stable binding structure Can be embodied.
また、本発明のガスタービンブレード組立体によれば、結束部材挿入溝とリテーナー結束具の間に特定構造のスロット溝を形成し、スロット溝を用いて結束部材を装着した後、リテーナーとガスタービンブレードを結束させることにより、より手軽く組立作業を具現することができるとともに安定的な結束構造を具現することができる。 Further, according to the gas turbine blade assembly of the present invention, a slot groove having a specific structure is formed between the binding member insertion groove and the retainer binding tool, and after attaching the binding member using the slot groove, the retainer and the gas turbine By tying the blades together, it is possible to realize a more light and light assembling operation and a stable tying structure.
また、本発明のガスタービンブレード組立体によれば、ガスタービンブレード下端部の外面に連続する曲面構造が形成されたナットを用いてガスタービンブレードを固定させることにより、より安定的な結束構造を具現することができる。 Further, according to the gas turbine blade assembly of the present invention, a more stable bundling structure can be achieved by fixing the gas turbine blade using a nut having a continuous curved surface structure formed on the outer surface of the lower end of the gas turbine blade. It can be embodied.
また、本発明のガスタービンブレード組立体によれば、特定構造のシーリング突起、補助シーリング突起、支持突起部及びシーリングワイヤを備えることにより、分解及び組立が容易であるとともに完全なシーリングを具現することができる構造を提供することができる。 In addition, according to the gas turbine blade assembly of the present invention, by providing the sealing protrusion, the auxiliary sealing protrusion, the supporting protrusion, and the sealing wire of a specific structure, it is easy to disassemble and assemble and realize complete sealing. Can provide a structure that can
また、本発明のガスタービンによれば、特定構造のガスタービンブレード組立体を備えることにより、分解及び組立が容易であり、完全なシーリングを具現することができる構造を含むガスタービンを提供することができる。 Further, according to the gas turbine of the present invention, it is possible to provide a gas turbine including a structure which can be easily disassembled and assembled and can realize perfect sealing by providing a gas turbine blade assembly having a specific structure. Can.
以下、図面に基づいて本発明の好適な実施例を詳細に説明する。これに先たち、この明細書及び請求範囲に使われた用語又は単語は通常的或いは辞書的な意味に限定して解釈されてはいけなく、本発明の技術的思想に適合した意味と概念に解釈されなければならない。 Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail based on the drawings. The terms and words used in the present specification and claims should not be construed as being limited to the ordinary or lexical meanings, and the meanings and concepts conform to the technical idea of the present invention. It must be interpreted.
この明細書全般にわたって、ある部材が他の部材"上"に位置していると言うとき、これはある部材が他の部材に接している場合だけではなく両部材間にさらに他の部材が存在する場合も含む。この明細書全般にわたって、ある部分がある構成要素を"含む"と言うとき、これは特に反対する記載がない限り、他の構成要素を除くものではなく、他の構成要素をさらに含むことができることを意味する。 Throughout this specification, when one member is referred to as being "on" another member, this is not only when one member is in contact with another member, but there is another member between the two members. Also includes the case. Throughout this specification, when it is stated that "a" includes a component which is a part, it does not exclude other components unless stated otherwise, and it may further include other components. Means
図３は本発明の一実施例によるガスタービンブレード組立体の一部を示す断面図を示す。 FIG. 3 illustrates a cross-sectional view of a portion of a gas turbine blade assembly according to one embodiment of the present invention.
図３を参照すると、本実施例によるガスタービンブレード組立体１００はガスタービン回転ディスク１２０の外周面に円周方向に沿って一定距離だけ離隔して取り付けられた複数のガスタービンブレード１１０を含む組立体であり、特定構造のリテーナー挿入具１２２、リテーナー結束具１１２及び結束部材１４０を備えることにより、分解及び組立が容易であり、完全なシーリングを具現することができる構造を含むガスタービンブレード及びこれを含むガスタービンを提供することができる。 Referring to FIG. 3, the gas turbine blade assembly 100 according to the present embodiment includes a plurality of gas turbine blades 110 attached to the outer circumferential surface of the gas turbine rotating disk 120 at predetermined intervals along the circumferential direction. A gas turbine blade including a structure which is three-dimensional and has a specific structure of the retainer insertion tool 122, the retainer binding tool 112 and the binding member 140, which is easy to disassemble and assemble and can realize perfect sealing Can be provided.
以下では図面に基づいて本発明によるガスタービンブレード組立体１００を構成する各構成について詳細に説明する。 Hereinafter, each configuration of the gas turbine blade assembly 100 according to the present invention will be described in detail based on the drawings.
図４は本発明の一実施例によるガスタービンブレードを装着するダブテールスロットが形成された回転ディスクを示す部分拡大図を示し、図５は図３のＡ部の拡大図を示す。また、図６は図３に示したリテーナーのスロット溝部を示した部分拡大図を示す。 FIG. 4 shows a partially enlarged view of a rotating disc provided with a dovetail slot for mounting a gas turbine blade according to an embodiment of the present invention, and FIG. 5 shows an enlarged view of a portion A of FIG. 6 is a partially enlarged view showing the slot groove portion of the retainer shown in FIG.
これらの図面を図３と一緒に参照すると、本実施例によるリテーナー挿入具１２２は回転ディスクの上端１２１の一側に形成され、リテーナー１３０の下端部の形状と対応するように所定の深みだけ湾入した構造であってもよい。 Referring to these drawings together with FIG. 3, the retainer insertion tool 122 according to the present embodiment is formed on one side of the upper end 121 of the rotating disk, and is bayed by a predetermined depth to correspond to the shape of the lower end of the retainer 130. It may be of an inserted structure.
場合によって、図３に示したように、回転ディスク１２０の側面から所定長さだけ突出した突起構造１２４が形成され、突起構造１２４の上面にリテーナー挿入具１２２が形成可能である。 In some cases, as shown in FIG. 3, a protrusion structure 124 is formed that protrudes from the side surface of the rotary disk 120 by a predetermined length, and a retainer insertion tool 122 can be formed on the top surface of the protrusion structure 124.
この際、突起構造１２４は回転ディスク１２０の円周方向に沿って形成され、平面上で環状構造を成すことができる。 At this time, the projection structure 124 is formed along the circumferential direction of the rotary disk 120 and can form an annular structure on a plane.
また、リテーナー挿入具１２２の内側面にリテーナー１３０と面接触するベアリング面１２５が形成可能である。 Also, a bearing surface 125 may be formed on the inner surface of the retainer insert 122 to make surface contact with the retainer 130.
リテーナー結束具１１２はガスタービンブレード１１０の下端部に形成され、リテーナー１３０の上端部の形状と対応するように所定の深みだけ湾入した構造であってもよい。 The retainer tie 112 may be formed at the lower end of the gas turbine blade 110 and may be indented by a predetermined depth to correspond to the shape of the upper end of the retainer 130.
好ましくは、リテーナー１３０の下端部はリテーナー挿入具１２２の底面から所定距離（ｄ１）だけ離隔し、リテーナー結束具１１２の湾入した深み（ｄ２）はリテーナー１３０の下端部とリテーナー挿入具１２２の底面から離隔した距離と同じかそれより短い。 Preferably, the lower end of the retainer 130 is separated from the bottom surface of the retainer insertion tool 122 by a predetermined distance (d1), and the indented depth (d2) of the retainer binder 112 is the lower end of the retainer 130 and the bottom surface of the retainer insertion tool 122 Or less than the distance away from
この場合、図８に示したように、リテーナー１３０を分解するとか組立てる過程を非常に手軽く誘導することができる。 In this case, as shown in FIG. 8, the process of disassembling or assembling the retainer 130 can be very easily guided.
また、結束部材１４０はリテーナー結束具１１２と隣接して締結されてリテーナー１３０とガスタービンブレード１１０を互いに結束させることができる。 Also, tie 140 may be fastened adjacent to retainer tie 112 to tie retainer 130 and gas turbine blade 110 together.
図４に示したように、本実施例によるガスタービンブレード１１０は回転ディスク１２０の外周面に円周方向に沿って設けられたダブテールスロット（ｄｏｖｅｔａｉｌ ｓｌｏｔ）１２３に装着できる。この際、ガスタービンブレード１１０はリテーナー１３０によって軸方向に整列できる。 As shown in FIG. 4, the gas turbine blade 110 according to the present embodiment can be mounted in a dovetail slot 123 provided along the circumferential direction on the outer circumferential surface of the rotating disk 120. At this time, the gas turbine blades 110 can be axially aligned by the retainer 130.
場合によって、図３及び図５に示したように、ガスタービンブレード１１０の下端部にリテーナー結束具１１２と接して結束部材挿入溝１１３が形成可能である。この際、結束部材挿入溝１１３は結束部材１４０と対応する構造であることが好ましい。 In some cases, as shown in FIGS. 3 and 5, a binding member insertion groove 113 can be formed in the lower end portion of the gas turbine blade 110 in contact with the retainer binding 112. At this time, the binding member insertion groove 113 preferably has a structure corresponding to the binding member 140.
また、図５及び図６に示したように、結束部材挿入溝１１３とリテーナー結束具１１２の間には、結束部材１４０の外周面と対応する形状のスロット溝１１４が形成可能である。この際、スロット溝１１４の形成方向はリテーナー１３０の延長方向に平行な方向であることが好ましい。 Further, as shown in FIGS. 5 and 6, a slot groove 114 having a shape corresponding to the outer peripheral surface of the binding member 140 can be formed between the binding member insertion groove 113 and the retainer binding tool 112. At this time, the formation direction of the slot groove 114 is preferably parallel to the extension direction of the retainer 130.
この場合、スロット溝１１４を用いて結束部材１４０を易しく締結するとか分離することができ、リテーナーの組立作業及び分解作業をより手軽く誘導することができる。 In this case, the slot groove 114 can be used to easily fasten or separate the binding member 140, and the assembling and disassembling operations of the retainer can be guided more easily.
一方、図５に示したように、本実施例による結束部材１４０はボルトの構造を有するもので、ボルト頭部１４１及びネジ形成部１４２を含む構成であってもよい。 On the other hand, as shown in FIG. 5, the binding member 140 according to the present embodiment has a bolt structure, and may be configured to include a bolt head 141 and a screw forming portion 142.
より具体的に、結束部材１４０のボルト頭部１４１は結束部材挿入溝１１３に挿入され、結束部材のネジ形成部１４２はリテーナー結束具１１２の方向に所定長さだけ突出してリテーナー１３０の上端部と締結されることが好ましい。なお、図５に示したように、ボルト頭部１４１が結束部材挿入溝１１３に挿入されるときに、ボルト頭部１４１と結束部材挿入溝１１３との間にシーリング部材１４４を設けてもよい。 More specifically, the bolt head 141 of the binding member 140 is inserted into the binding member insertion groove 113, and the screw forming portion 142 of the binding member protrudes by a predetermined length in the direction of the retainer binding 112 and It is preferable to be fastened. As shown in FIG. 5, when the bolt head 141 is inserted into the binding member insertion groove 113, a sealing member 144 may be provided between the bolt head 141 and the binding member insertion groove 113.
また、結束部材１４０のネジ形成部１４２にはナット１４３が締結されることで、結束部材１４０とリテーナー１３０を互いに結束させることができる。 Further, by fastening the nut 143 to the screw forming portion 142 of the binding member 140, the binding member 140 and the retainer 130 can be bound to each other.
場合によって、図５に示したように、ナット１４３の外面はガスタービンブレード１１０の下端部の外面に連続する曲面構造１４５となることができる。 In some cases, as shown in FIG. 5, the outer surface of the nut 143 can be a curved surface structure 145 continuous with the outer surface of the lower end of the gas turbine blade 110.
図７は本発明の他の実施例によるガスタービンブレード組立体の一部を示す断面図を示す。 FIG. 7 illustrates a cross-sectional view of a portion of a gas turbine blade assembly according to another embodiment of the present invention.
図７を参照すると、本実施例によるガスタービンブレード組立体１００は、ガスタービンブレード１１０の下端部に、隣接した他のガスタービンブレードの方向に所定長さだけ突出するシーリング突起１１５をさらに含むことができる。 Referring to FIG. 7, the gas turbine blade assembly 100 according to the present embodiment further includes a sealing protrusion 115 at a lower end of the gas turbine blade 110, which protrudes by a predetermined length in the direction of another adjacent gas turbine blade. Can.
また、図７に示したように、リテーナー１３０の上端部には、シーリング突起１１５と対応するように所定長さだけ突出する補助シーリング突起１３１が形成可能である。 In addition, as shown in FIG. 7, the upper end portion of the retainer 130 may be formed with an auxiliary sealing protrusion 131 which protrudes by a predetermined length so as to correspond to the sealing protrusion 115.
場合によって、リテーナー１３０の一側面には、ガスタービンブレード１１０の下端部の方向に伸び、ガスタービンブレード１１０の一側面と対応する接触面が形成された支持突起部１３２が形成可能である。 In some cases, one side surface of the retainer 130 may be formed with a support protrusion 132 extending in the direction of the lower end of the gas turbine blade 110 and having a contact surface corresponding to one side surface of the gas turbine blade 110.
この際、支持突起部１３２の接触面にはシーリングワイヤ１３３が装着されることが好ましい。 At this time, a sealing wire 133 is preferably attached to the contact surface of the support protrusion 132.
したがって、本発明のガスタービンブレード組立体１００によれば、特定構造のシーリング突起１１５、補助シーリング突起１３１、支持突起部１３２及びシーリングワイヤ１３３を備えることにより、分解及び組立が容易であるとともに完全なシーリングを具現することができる構造を提供することができる。 Therefore, according to the gas turbine blade assembly 100 of the present invention, disassembly and assembly are easy and complete by providing the sealing protrusion 115, the auxiliary sealing protrusion 131, the support protrusion 132 and the sealing wire 133 having a specific structure. A structure capable of embodying sealing can be provided.
また、本発明は、前述したような本発明によるガスタービンブレード組立体１００を含むガスタービンを提供することができる。すなわち、図８に示したように、分解及び組立が容易であり、完全なシーリングを具現することができる構造を含むガスタービンを提供することができる。 The present invention can also provide a gas turbine including the gas turbine blade assembly 100 according to the present invention as described above. That is, as shown in FIG. 8, it is possible to provide a gas turbine that includes a structure that is easy to disassemble and assemble and that can realize perfect sealing.
以上の本発明の詳細な説明では本発明の特定実施例についてのみ記述した。しかし、本発明は詳細な説明で言及した特定の形態に限定されるものではなく、むしろ添付の請求範囲によって定義される本発明の精神及び範囲内の全ての変形物、均等物及び代替物を含むものとして理解されなければならない。 The foregoing detailed description of the present invention has been described only with reference to specific embodiments of the present invention. However, the present invention is not limited to the specific forms mentioned in the detailed description, but rather all variants, equivalents and alternatives within the spirit and scope of the present invention as defined by the appended claims. It must be understood as including.
すなわち、本発明は上述した特定の実施例及び説明に限定されなく、請求範囲で請求する本発明の要旨を逸脱することなしに本発明が属する技術分野で通常の知識を有する者であれば誰でも多様な変形実施が可能であり、そのような変形は本発明の範囲内にあるものである。 That is, the present invention is not limited to the specific embodiments and description described above, and it should be understood by those skilled in the art to which the present invention belongs without departing from the scope of the present invention claimed in the claims. However, various modifications are possible, and such modifications are within the scope of the present invention.
１００ ガスタービンブレード組立体
１１０ ガスタービンブレード（ｇａｓｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅ、ａｉｒ ｆｏｉｌ）
１１１ ダブテール（ｄｏｖｅｔａｉｌ）
１１２ リテーナー結束具
１１３ 結束部材挿入溝
１１４ スロット溝
１１５ シーリング突起
１２０ 回転ディスク
１２１ 回転ディスクの上端
１２２ リテーナー挿入具
１２３ ダブテールスロット（ｄｏｖｅｔａｉｌ ｓｌｏｔ）
１２４ 突起構造
１２５ ベアリング面
１３０ リテーナー（ｒｅｔａｉｎｅｒ）
１３１ 補助シーリング突起
１３２ 支持突起部
１４０ 結束部材
１４１ ボルト頭部
１４２ ネジ形成部
１４３ ナット
１４４ シーリング部材
１４５ 曲面構造
ｄ１ リテーナーの下端部とリテーナー挿入具の底面が離隔した距離
ｄ２ リテーナー結束具の湾入した深み
100 Gas Turbine Blade Assembly 110 Gas Turbine Blade (gasturbine blade, air foil)
111 Dovetail
112 Retainer Binder 113 Binding Member Insertion Groove 114 Slot Groove 115 Sealing Protrusion 120 Rotating Disc 121 Upper End of Rotating Disc 122 Retainer Insertion Tool 123 Dovetail Slot
124 Protrusion structure 125 Bearing surface 130 Retainer
131 auxiliary sealing projection 132 supporting projection 140 binding member 141 bolt head 142 screw forming portion 143 nut 144 sealing member 145 curved surface structure d1 distance between bottom end of retainer and bottom surface of retainer insertion tool d2 retainer binding member indented depth
Claims (15)
前記ガスタービン回転ディスクの上端の一側に形成され、リテーナーの下端部の形状と対応するように所定深みだけ湾入した構造のリテーナー挿入具；
ガスタービンブレードの下端部に形成され、リテーナーの上端部の形状と対応するように所定深みだけ湾入した構造のリテーナー結束具；及び
前記リテーナー結束具と隣接して締結されてリテーナーとガスタービンブレードを互いに結束させる結束部材；を含む、ガスタービンブレード組立体。 An assembly comprising a plurality of gas turbine blades mounted circumferentially circumferentially on the outer circumferential surface of a gas turbine rotating disk spaced apart by a distance.
A retainer insertion tool of a structure formed on one side of the upper end of the gas turbine rotating disk and indented by a predetermined depth to correspond to the shape of the lower end of the retainer;
A retainer binder formed at a lower end of the gas turbine blade and having a predetermined depth and corresponding to the shape of the upper end of the retainer; and a retainer and a gas turbine blade fastened adjacent to the retainer binder. A gas turbine blade assembly, comprising: a binding member for binding together.
前記ガスタービンブレードはリテーナーによって軸方向に整列される、請求項１に記載のガスタービンブレード組立体。 The gas turbine blade is mounted in a dovetail slot provided along the circumferential direction on the outer peripheral surface of the rotating disk,
The gas turbine blade assembly according to claim 1, wherein the gas turbine blades are axially aligned by a retainer.
前記突起構造の上面にリテーナー挿入具が形成されている、請求項１に記載のガスタービンブレード組立体。 The projection structure protrudes from the side surface of the gas turbine rotating disk by a predetermined length,
The gas turbine blade assembly according to claim 1, wherein a retainer insert is formed on the top surface of the projection structure.
前記リテーナー結束具の湾入した深み（ｄ２）はリテーナーの下端部とリテーナー挿入具の底面が離隔した距離と同じかそれより短い、請求項１に記載のガスタービンブレード組立体。 The lower end of the retainer is separated from the bottom surface of the retainer insertion tool by a predetermined distance (d1),
The gas turbine blade assembly according to any of the preceding claims, wherein the recessed depth (d2) of the retainer tie is less than or equal to the distance between the lower end of the retainer and the bottom surface of the retainer insert.
前記ガスタービンブレードの下端部にリテーナー結束具と隣接して形成され、結束部材と対応するように湾入した構造の結束部材挿入溝；をさらに含む、請求項１に記載のガスタービンブレード組立体。 The gas turbine blade assembly is
The gas turbine blade assembly according to claim 1, further comprising a binding member insertion groove formed adjacent to the retainer binding at the lower end of the gas turbine blade and indented to correspond to the binding member. .
前記結束部材のボルト頭部は結束部材挿入溝に挿入され、
前記結束部材のネジ形成部はリテーナー結束具の方向に所定長さだけ突出してリテーナーの上端部と締結される、請求項７に記載のガスタービンブレード組立体。 The binding member is a bolt structure,
The bolt head of the binding member is inserted into the binding member insertion groove,
The gas turbine blade assembly according to claim 7, wherein the thread forming portion of the binding member protrudes by a predetermined length in the direction of the retainer binding member and is fastened to the upper end of the retainer.
前記ナットの外面はガスタービンブレードの下端部の外面に連続する曲面構造を形成する、請求項１０に記載のガスタービンブレード組立体。 A nut is fastened to the thread forming portion of the binding member to bind the binding member and the retainer to each other,
The gas turbine blade assembly according to claim 10, wherein the outer surface of the nut forms a continuous curved structure on the outer surface of the lower end of the gas turbine blade.
前記支持突起部の接触面にはシーリングワイヤが装着される、請求項１に記載のガスタービンブレード組立体。 The one side surface of the retainer is formed with a support projection extending in the direction of the lower end of the gas turbine blade and having a contact surface corresponding to the one side surface of the gas turbine blade.
The gas turbine blade assembly according to claim 1, wherein a sealing wire is mounted on the contact surface of the support projection.
前記ブレード組立体は、
ガスタービンブレード固定端に形成され、リテーナーの下端部の形状と対応するように所定深みだけ湾入した構造のリテーナー挿入具；
ガスタービンブレードの下端部に形成され、リテーナーの上端部の形状と対応するように所定深みだけ湾入した構造のリテーナー結束具；及び
前記リテーナー結束具と隣接して締結されてリテーナーとガスタービンブレードを互いに結束させる結束部材；を含む、ガスタービン。 A gas turbine comprising a blade assembly comprising a plurality of gas turbine blades mounted circumferentially at a circumferential distance on a circumferential surface of a gas turbine rotating disk, the blade assembly comprising:
The blade assembly is
A retainer insert of a structure formed at the fixed end of the gas turbine blade and indented by a predetermined depth to correspond to the shape of the lower end of the retainer;
A retainer binder formed at a lower end of the gas turbine blade and having a predetermined depth and corresponding to the shape of the upper end of the retainer; and a retainer and a gas turbine blade fastened adjacent to the retainer binder. A gas turbine, comprising: binding members for binding together;
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