KR100678528B1

KR100678528B1 - 회전기계의 조립 방법 및 가스 터빈엔진의 조립 방법

Info

Publication number: KR100678528B1
Application number: KR1019990058590A
Authority: KR
Inventors: 웨이너하비아이; 데머스크리스토퍼지
Original assignee: 유나이티드 테크놀로지스 코포레이션
Priority date: 1998-12-22
Filing date: 1999-12-17
Publication date: 2007-02-05
Also published as: US6148518A; KR20000048215A; SG79251A1; EP1013888A3; EP1013888A2; JP2000186571A; TW386137B; DE69923935T2; DE69923935D1; EP1013888B1

Abstract

회전자 소자(54-66) 및 시일랜드(86,112)를 갖춘 회전기계의 조립 방법이 설명되어 있다. 상기 방법에 대한 상세한 설명들은 상기 회전기계의 조립을 촉진시키기 위해 발전된 것이다. 일 실시예에서, 상기 회전기계의 구성부품의 조립을 촉진시키기 위해 윤활유가 사용된다.

Description

회전기계의 조립 방법 및 가스 터빈엔진의 조립 방법{METHOD OF ASSEMBLING A ROTARY MACHINE}

도 1은 높은 통과비율을 갖는 터보팬 가스 터빈기관(10)으로서 제시된 축방향 유동 회전기계의 측면도,

도 2는 압축부의 일부분 및 전체를 부분 단면도로 도시하기 위해 절개된 팬 케이스의 일부와 기타 엔진 구조물을 구비한 도 1의 가스 터빈엔진의 측면도,

도 2a는 팬 날개 및 나머지 엔진을 포함하는 제 2 부조립체의 삽입중 팬 하부 압축기의 조립관계를 도시하는 도 2의 도면에 대응하는 측면도,

도 3은 도 2에 도시한 압축부용 회전자 조립체 및 고정자 조립체의 확대도,

도 4는 회전자 조립체 및 상기 회전자 조립체용 팬 날개에 대한 외측 케이스의 두 절반부 및 고정자 조립체의 관계를 도시하는 가스 터빈엔진의 압축부의 일부분을 도시하는 확대 측면도,

도 5는 회전자 날개로부터 저압 압축기의 회전자 조립체의 전방부로 회전자 날개 및 원주방향 연장 시일 랜드를 도시하는 측면도,

도 6은 도 5의 6-6선에 따라 취한 도면,

도 7은 분당 3천 회전수로 작동하는 회전자 조립체 있어서 비작동(정적) 조 건을 실선으로, 작동(동적) 조건을 파선으로 도시한 회전자 조립체의 개략도,

도 8은 저압 압축기의 후방단부로부터 최후방 회전자 날개 및 외측 공기 시일(띠형 고무)을 개략적으로 도시하는 측면도.

〈도면의 주요부분에 대한 부호의 설명〉

10 : 엔진 24 : 저압 회전자 조립체

26 : 고정자 조립체 42 : 팬 회전자 디스크

44 : 회전자 날개 50 : 드럼 회전자

54 내지 66 : 회전자 소자 68 : 외측 케이스

62, 64, 66 : 최후방 회전자 날개 86, 112 : 시일랜드

128 : 최후방 회전자 디스크

본 발명은 고정자 조립체 및 회전자 조립체를 갖는 가스 터빈엔진의 일부분과 같은 회전 기계를 조립하는 방법에 관한 것이다. 특히, 본 발명은 팬 회전자, 회전자 및 고정자 날개, 및 상기 고정자 조립체와 회전자 조립체 사이의 틈새에 대해 원주방향으로 연장하는 시일 랜드(seal land)를 갖는 압축기에 관한 것이다.

회전기계는 작동매체 가스용 유동로와 회전기계의 회전부재 사이로 에너지를 전달하는데 사용된다. 그러한 회전기계에 대한 다수의 실시예들이 광범위한 분야 에 공지되어 있다.

도 1은 회전축선(Ar)을 갖는 터보팬 엔진(10)의 측면도이며, 이는 가스터빈 엔진 형태의 회전기계에 대한 일 실시예이다. 터보팬 엔진은 민간 항공기 및 군용 항공기의 동력 공급용으로 폭넓게 사용된다.

상기 터보팬 엔진(10)은 압축부(12), 연소부(14) 및 터빈부(16)를 가진다. 상기 압축부는 작동매체 가스용 환형(코어) 유동로(18)를 가진다. 상기 유동로는 연소부를 거쳐 터빈부에 연결된다. 또한, 상기 압축부는 중심 유동로 주위로 환형 흐름을 안내하는 작동매체 가스용 환형 우회 유동로(22)를 가진다. 상기 우회로를 통과하는 유동율은 상기 중심 유동로(18)를 통과하는 유동율의 몇 배로 할 수 있다. 통상의 상업용 터보팬 엔진에 있어서, 상기 유동율은 엔진의 코어부를 통과하는 유동율의 5배 또는 5배 이상이다.

상기 중심 유동로(18)는 우회로(22)의 내측으로 엔진을 통과해 연장된다. 상기 작동매체 가스가 엔진을 통해 흐를 때, 상기 가스는 압축부(12) 내에서 압축된다. 압축된 가스는 에너지를 가스에 부여하도록 연소부(14)에서 연료와 함께 연소되며 동력을 발생시키도록 터빈부(16)를 통해 팽창된다. 가스가 터빈부를 통해 흐를 때, (도시않은)회전부재는 작동매체 가스로부터 에너지를 수용한다. 상기 에너지는 중심 및 우회 유동로 내부의 유입가스를 압축함으로써 압축부로 전달된다. 터빈부(16)로부터의 에너지의 일부는 보통, 연료와 가스의 연소에 의한 에너지를 가스에 부여함이 없이 우회로(22)를 통해 대량의 공기를 이동시킨다. 따라서, 상기 가스는 가스가 엔진의 후방부 및 우회로의 후방부에서 엔진을 빠져나갈 때 유용 한 추력을 발생한다.

도 2는 도 1에 도시된 엔진(10)의 측면도이다. 상기 엔진은 압축부(28) 내측의 일부분을 도시하기 위해 부분 절단되어 있다. 상기 엔진은 저압 회전자 조립체(24) 및 고압 회전자 조립체(도시않음)를 가진다. 회전자 조립체는 터빈부(16)로부터의 에너지를 압축부(12)로 전달하기 위해 엔진을 통해 축방향으로 연장한다. 상기 작동매체 유동로(18)는 회전자 조립체를 통해 연장한다. 고정자 조립체(26)는 상기 유동로를 한정하며 가스가 회전자 조립체의 스테이지를 통과할 때 가스의 방향을 지향시킨다.

상기 압축부는 제 1 저압 압축기(28)를 포함한다. 상기 터빈부(16)는 저압 터빈(30)을 포함한다. 저압 터빈은 작동매체 가스로부터 에너지를 추출하는데 사용되는 장치이다. 샤프트(32)는 상기 터빈부를 저압 압축기내의 저압 회전자 조립체(24)에 연결한다. 상기 샤프트는 통상적으로 하부 샤프트라 지칭한다. 베어링(34)은 샤프트를 지지한다. 에너지는 회전가능한 하부 샤프트(32)를 경유하여 저압 압축기로 전달된다. 상기 샤프트는 에너지를 저압 터빈으로부터 저압 압축기로 전달하기 위해 상기 저압 압축기를 회전 축선(Ar) 주위에서 분당 3천번 이상의 회전수로 구동시킨다.

상기 압축부(12)는 고압 압축기(36)도 포함한다. 상기 고압 압축기는 저압 압축기의 출구로부터 작동매체 가스를 수용한다. 고압 압축기는 제 2 (상부)샤프트에 의해 고압 터빈에 연결된다. 고압 샤프트는 저압 압축기(28)샤프트(32)의 외측에 배열된다. 상기 고압 압축기는 연소부(14) 하류의 고압 터빈(38)에 의해 구 동된다. 고온의 작동매체 가스는 저압 터빈(30)으로 방출되어 저압 터빈을 회전축선(Ar)을 중심으로 구동시킨다.

저압 압축기(28)는 종종 팬-하부 압축기로서 지칭된다. 팬-하부 압축기의 다른 예는 발명의 명칭이 "터보 기계류의 소음을 감소시키기 위한 방법 및 장치"이며 래피 등에 허여된 미국 특허 제 4,199,295호에 공지되어 있다. 래피 특허의 도 2에 도시된 바와 같이, 팬-하부 압축기는 대용량 팬용 회전자 디스크(42)를 가진다. 복수의 대용량 팬용 회전자 날개(44)는 중심 유동로(18) 및 우회 유동로(22)를 가로질러 팬 회전자 디스크로부터 외측 반경방향으로 연장한다.

도 2a는 두 개의 주요 부조립체, 즉 하나의 팬 날개(44) 및 다른 하나의 팬 날개가 설치된 팬-하부 압축기의 제 1 부조립체, 및 나머지 엔진부분을 포함하는 제 2 부조립체로 구성된 엔진 조립에 있어서의 상호관련성을 나타낸다. 상기 팬 회전자 날개(44)는 엔진 조립방법에 있어서 마지막 단계 중의 한 단계로서 팬 회전자 디스크의 내측으로 축방향으로 삽입된다. 또한, 도 2a는 이후에 설명하는 회전기계의 조립방법에 있어서 설치된 하나 이상의 팬 날개(44) 및 상기 회전자 디스크 내측으로의 삽입경로상으로 이동하는 다음의 팬 날개를 구비한 엔진을 도시한다.

각각의 팬 날개(44)는 팬 회전자 디스크 내부의 대응 슬롯(48)과 결합하는 루트 또는 도브테일(46; dovetail)을 가진다. 이와는 달리, 상기 팬 날개는 회전자 디스크에 핀 연결될 수도 있다. 상기 저압 압축기는 저압 회전자 조립체(24)의 일부인 드럼 회전자(50)도 포함한다. 드럼 회전자는 드럼 형상으로 인해 그렇게 불린다. 드럼 회전자는 팬 회전자 디스크로부터 후방으로 연장한다.

도 3에 도시한 바와 같이, 상기 드럼 회전자는 도브테일 부착부재(52)를 가진다. 상기 부재는 회전자가 회전자 날개(54,56,58,62,64,66)로서 도시된 복수 열의 회전자 날개와 같은 회전자 소자들을 수용할 수 있도록 채용된다. 고정자 조립체(26)는 회전자 조립체의 원주방향으로 연장하는 내측 케이스 또는 외측 케이스(68)를 가진다. 상기 외측 케이스는 우회 유동로용 유동로 벽(69)을 포함한다. 상기 회전자 날개는 작동매체 유동로(18)를 가로질러 외측 반경방향으로 연장한다. 각각의 회전자 날개는 선단부(72,74,76,78,82)로서 도시된 선단부를 가진다. 외측 공기시일(85)은 외측 케이스의 주변부로 연장하는 외측 공기 시일랜드를 가진다. 외측 공기 시일랜드는 유동로로부터 작동매체 가스의 손실을 차단하도록 회전자 날개 열의 외측 반경방향으로 배열된다. 보통, 띠형 고무인 상기 시일랜드는 회전자 조립체(24)에 근접되어 있다. 고정자 날개(92,94,96,98,102,104)로서 도시된 복수 열의 고정자 날개는 드럼 회전자에 근접되게 외측 케이스로부터 내측 반경방향으로 연장한다. 각각의 고정자 날개는 선단부(106)로서 도시된 선단부를 가진다.

내측 공기 시일(108)은 고정자 날개(92-104)와 드럼 회전자(50) 사이에 배열된다. 각각의 내측 공기 시일(108)은 고정자 날개의 선단부 주변으로 연장하는 시일랜드(112)를 가진다. 시일랜드는 드럼 회전자에 근접되게 배열된다. 드럼 회전자는 나이프형 에지 시일소자로 도시되고 내측 공기 시일을 형성하도록 시일랜드와 함께 외측방향으로 연장하는 회전자 소자로 구성된다. 상기 나이프형 에지 시일소자는 나이프형 에지 시일소자가 작동상태시 외측 반경방향으로 이동할 때와 같은 작동상태하에서 시일랜드로 절단된다. 그러한 구성의 예가 발명이 "가스 터빈엔진의 시일 및 가스 터빈엔진의 시일을 형성하기 위한 방법"이며 브래들리 등에게 허여된 미국 특허 제 4,257,753호에 공지되어 있다. 브래들리 특허의 시일랜드는 나이프형 에지 시일소자에 소량의 물을 제공하는 박막 표면층을 갖는 내식성 금속섬유 및 실리콘계 수지로 제조될 수 있다.

시일랜드(112)를 위한 다른 종류의 재료는 실온에서 황화처리된 고무와 같은 탄성중합체 재료이다. 내측 공기 시일랜드(112)용으로 적합한 하나의 재료는 미국 미시간주 오우번 웨스트 살즈버그 로드 2200 소재의 다우 코닝 코포레이션에 의해 DC93-18 실리콘 고무로서 상업화된 실리콘 고무이다. 외측 공기 시일랜드(86)용으로 적합한 재료는 미국 미시간주 미드랜드 소재의 다우 코닝 코포레이션에 의해 다우 코닝 3-6891로서 공급되는 실리콘 고무이다. 각각의 실리콘 고무는 마모될 수 있으나 파괴되지 않고 회전 구조물에 마찰 접촉될 수 있다.

조립 틈새 및 작동 틈새(작동상황하의 틈새)가 회전자 조립체(24)와 고정자 조립체(26) 사이에 제공된다. 예컨데, 회전자 날개 선단부(72-84)와 외측 공기 시일랜드(86) 사이, 나이프형 에지 시일소자(114)와 고정자 날개(92-102)의 내측 공기 시일랜드(112) 사이, 및 저압 압축기와 저압 터빈내의 고정자 부품과 회전 부품 사이에서 마찰 접촉이 발생될 수 있는 엔진내의 다른 위치들 사이에 틈새가 제공된다.

조립 틈새는 회전자 디스크(42) 또는 드럼 회전자(50), 날개(44,92-104), 및 시일랜드(86,112)에 대한 반경방향으로의 여유를 고려하여 회전자 소자(날개, 나이 프형 에지)와 고정자 조립체 사이에 제공되는 반경방향의 거리이다. 상기 조립틈새는 낮은 힘의 저속으로 또는 손으로 조립체를 축선(Ar) 주위에서 선회(회전)시킴으로써 조립체를 초기 검사할 수 있게 하는데 필요하다. 이러한 검사는 고속의 정상적인 엔진작동 중인 몇몇 위치에서 유해한 간섭이 일어나지 않게 한다. 그러한 간섭은 저압 압축기(28)의 부품들 사이, 저압 터빈(30)의 부품들 사이, 및 상기 부품들과 접촉하는 하부 샤프트(32)와 엔진의 기타 부품들 사이에서 발생될 수 있다. 또한, 상기 틈새는 팬 회전자 날개(44)를 팬 회전자 디스크(42)에 조립하는데 도움을 준다.

가스 터빈엔진(10)의 조립중에, 팬 날개(44)는 회전자 디스크(42)의 내측으로 축방향으로 삽입된다. 이는 일시에 삽입된다. 회전자 디스크는 손에 의해 회전되어, 작업자가 엔진의 전방 또는 작은 계단식 사다리에 서있는 동안에 회전자 날개를 수용하는 슬롯(48)이 팬 회전자 날개를 삽입할 수 있는 위치로 이동될 수 있게 한다. 그러나, 회전자 조립체가 결합되어 있으면 작업자는 높은 사다리로 올라가 매우 높은 팬 날개(때때로 그 무게가 20파운드를 초과함)를 보다 높게 지향된 몇몇 슬롯 내측으로 조정하면서 균형을 유지해야 한다. 그 결과, 작업자는 회전자를 회전시키려고 하거나 엔진을 분해하여 더 큰 틈새를 갖도록 재조립하려고 할 것이다. 때때로, 엔진의 조립중에 회전자 조립체를 회전시키는데 1,356 N·m[1,000 피트 파운드(ft-lbf)]의 힘을 초과하는 토오크가 필요하다. 그러한 토오크는 회전자 날개(54-66)의 선단(72-84)을 구부러지게 할 수도 있다. 따라서, 너무 작은 틈새나 최소한의 틈새 칫수는 회전자 날개가 띠형 고무와 접촉되어 손에 의해 압축기를 회전시키려고 하는 시도가 행해질 때 회전자 날개의 선단부가 구부러지게 되는 원인이 될 수 있다. 매우 작은 틈새는 회전자 날개가 작동상태하에서 하류의 구성부품과 충돌하는 재료인 띠형 고무를 파열시킴으로써 엔진의 성능을 감시킬 수도 있다.

이러한 조립 틈새는 너무 작으면 엔진의 효율, 특히 압축기(28)의 효율에 악영향을 끼치게 된다. 또한, 상기 틈새가 너무 크면 작동상태하에서 상기 틈새는 간극을 이탈하는 순항상태로 있지 않게 된다. 상기 간극은 회전자 소자와 상기 회전자 소자의 전후에 있는 시일랜드의 인접표면 사이의 거리이다. 놀랍게도 상기 회전자 소자의 마모에 의한 간극은 공기역학적 성능에 단지 미미한 영향만을 끼친다. 그러나, 인접 구조물에 대한 간극은 날개 선단과 띠형 고무 사이 및 드럼 회전자의 나이프형 에지와 고정자 날개의 선단에 의해 지지되는 인접 시일랜드 사이와 같은 회전자 조립체(24)와 압축기 사이에 누출통로를 형성할 수 있다. 작동시 상기 간극들은 회전자 날개 주위에 작동매체 가스의 누출통로를 제공한다. 또한, 순항시의 상기 간극은 오랜 비행시의 순항상태에서 상기 엔진이 상당한 양의 시간을 소모할 수 있기 때문에 중요하다.

조립시 작은 틈새는 허용가능한 조립 틈새의 필요성에 대한 공기역학적 효율상의 필요성을 바꿀수 있는 허용범위(허용된 편차)내에서 설정되는데, 이는 조립중 초저속으로 손에 의해 회전자 조립체(24)를 회전시킬 수 있으므로 회전자 조립체의 제조를 용이하게 한다. 따라서, 조립시 허용범위내의 틈새가 너무 작거나 너무 크게 되는 것을 방지할 수 있도록 회전자 소자 위치의 방사상 구역에 설정된다. 예를 들어, 회전자 날개(54)에 대한 상기 틈새는 0.437 cm(172 mil) ± 0.063 cm(25 mil), 즉 최대 0.5 cm(197 mil) 내지 최소 0.373 cm(147 mil)의 값을 가진다. 회전자 위치의 방사상 구역은 1.22 m(4 피트) 직경에서 분당 3,000 회전수로 회전하는 소자에도 적용될 수 있다.

조립시 허용범위 내의 방사상 위치(조립 틈새)에는 조립 및 작동시의 공기역학적 고려뿐만 아니라 특정 축방향 위치에 있는 외측 케이스(예를 들어 외측 시일랜드)의 평균 직경(Dav)도 고려해야 한다. 통상적으로, 조립된 상태에서 회전자 날개에 대한 선회라인(s)은 시일랜드의 평균 직경을 측정하는데 사용된 외측 공기 시일에서의 축방향 위치로 사용된다. 상기 선회라인(s)은 현방향으로 연장하는 외장부가 회전자 날개의 외형을 한정하는 선회라인에 수직하게 배열되는 경간방향으로의 기준선이다. 시일랜드의 평균직경은 먼저 상기 위치에서 시일랜드의 원주를 측정하고나서 원주를 π로 나눔으로써 결정된다(Dav = C/π). 상기 값은 허용가능한 범위내에 있어야 한다. 상기 평균 직경내에서는 조립단계를 더욱 진행한 결과로서 상기 범위밖에서 발생할 수 있는 외측 케이스(시일랜드;86,112)내의 어떠한 비정상적 요인이 있을 수 없다. 이는 상기 케이스가 수 천분의 1인치 범위내에 놓일 수 있는 평균직경(Dav)에 대한 커다란 허용범위를 갖기 때문이다.

드럼 회전자(50)는 축방향으로 연장하는 분할선 또는 축방향으로의 분할을 포함하는 추가의 가공단계를 필요로 하므로 더욱 복잡해진다. 상기 분할선은 두 개의 하프(길이방향으로 절단되는 경우에는 그 이상의 하프)가 드럼 회전자를 중심으로 함께 볼트연결되어 외측 시일랜드(86) 및 내측 시일랜드(112)가 회전자 소자들 주위에 배열될 수 있게 한다. 따라서, 시일랜드의 평균 직경은 설치된 띠형 고무와 함께 외측 케이스를 절단하기 이전에 전술한 대로(Dav = C/π) 측정된다. 선 회라인에서 평균 직경(Dav)을 측정하기 위한 방법은 많으며, 이들중 하나는 좌표 측정기계를 사용하는 방법이 있다. 상기 측정기계는 특정 축방향 위치에서 원주주위의 다수 위치에서 직경을 측정한다. 그후 이러한 측정값은 평균값으로 계산된다.

대부분의 적용예에 있어서 상기 외측 케이스는 직경이 수 피트이며 0.381 cm(150 mil)정도로 얇고 항공우주 재료의 명세서(AMS) 4312에 설명되어 있는 바와 같은 알루미늄 합금으로 제조된다. 상기 외측 케이스가 그의 구성부품으로 재조립될 때 몇몇 추가의 원주방향 이형체가 외측 케이스상의 플랜지에 의해 설치된 상태로 도입될 수 있다.

그 결과, 가스 터빈엔진은 드럼 회전자(50)와 같은 회전자가 조립시 회전되지 않으므로 틈새가 너무 밀착되게 설치되지 않는다. 원형 엔진이 제조될 때, 상기 회전자는 회전되고 종종 허용도가 증대하게 된다. 순항상태에서 라인 틈새(제로 틈새)상의 한 라인에 도달하도록 공칭(평균) 틈새칫수를 설정하면서, 띠형 고무에 대해 마찰하고 외측 반경방향으로 연장하는 상기 회전자 날개(54,56,58)에 양의 최소 틈새칫수가 항상 제공된다.

급격히 수렴되는 유동로와 인접한 압축기 후방으로의 회전자 날개(62,64,66)의 열은 상이하다. 하나 이상의 회전자 날개 열은 순항 작동상태에서는 마찰되지 않는다. 이들 회전자 날개는 선회라인에서 측정했을 때 제로인 최소 틈새칫수를 갖고 일 실시예에서 0.076 cm(30 mil) 이상인 최대 칫수를 갖는 양의 공칭 틈새칫수를 가진다.

상기 회전자 날개(66)는 대략 띠형 고무와 동일한 각도로 후방으로(현의 방향으로) 연장하는 선단부(70)를 가진다. 그러나, 고무의 경우에 테이퍼를 제공하도록 경간방향으로 조금 내측으로 기울어져 있다. 극한의 해양 이륙 작동상태에서 발생할 수 있는 장애에 의해 테이퍼진 선단부는 깊이가 감소되게 후방으로 테이퍼진 띠형 고무내에 홈을 형성할 수 있다. 이러한 테이퍼는 공기역학적인 원인을 제공한다. 그 결과, 최소 제로의 허용칫수를 갖는 회전자 날개(66)의 최전방부는 약 0.003 cm(1 mil) 내지 0.005 cm(2 mil)의 죔쇠 끼워맞춤이 발생할 수 있다. 이러한 작은 죔쇠 끼워맞춤은 도브테일이 회전자(50)와 결합하는 회전자 날개의 기저부에서의 조립 허용도에 따라 원주방향으로 조금 구부러질 수 있는 회전자 날개에 의해 다소 수용된다. 따라서, 회전자가 손에 의해 회전되면, 상기 날개는 띠형 고무의 평균 직경(Dav)부분에서 띠형 고무를 따라 미끄럼한다.

나이프형 에지 시일 돌기 또는 소자(114)는 제 3 부류이다. 이는 전방 회전자 날개(54,56,58)보다 작은 최소 틈새 및 공칭 틈새를 제공하나 상기 나이프형 에지들이 작동상태하에서 홈을 형성하고 각각의 나이프형 에지가 결합하는 시일랜드내부에서 순항 작동상태로 홈내부를 이동할 수 있게 한다.

요약하면, 엔진의 순항 작동상태에서 공기역학적 틈새를 최소하기 위한 요건과 저압 압축기와 저압 터빈 조립체를 조립하고 검사하기 위한 요건 사이에 팽팽한 이견이 있다. 이는 평균직경을 갖는 외측 케이스가 어떤 축방향 위치에서 진원(true circle)이 아니고 몇몇 위치에서 내측으로 연장하는 이형체를 갖는다는 점에서 더욱 복잡해 진다. 요약하면, 회전자를 손으로 회전시키는 것이 어렵다면, 그 해결책은 틈새를 증가시켜 회전자가 더욱 자유로운 회전을 할 수 있도록 최소 틈새칫수 또는 공칭 틈새칫수를 증가시킴으로써 틈새를 개방하는 것이다. 그러나, 이는 공기역학적 효율의 감소를 수반한다.

그럼에도 불구하고 본 출원인이 지원하는 과학자 및 공학도들은 공기역학적 성능을 허용할 수 있는 틈새를 유지하면서 조립중 저압 압축기와 저압 터빈 조립체를 회전시키고자 하는 두 가지 요건을 만족시키기 위한 해결책을 찾아냈다.

본 발명은 조립체에 있는 윤활물질을 시일랜드의 표면에 가함으로써, 저압 압축기가 압축기의 후방 스테이지에 제로의 최소틈새를 갖는 경우에도 손에 의해 용이하게 회전될 수 있으나 윤활제와 접촉하는 구성성분의 성능이 저급화되지 않을 정도로, 조립중 저압 압축기의 회전자 조립체와 고정자 조립체 사이의 회전 접촉으로 인한 마찰력을 감소시키고자 하는 인식에서부터 출발한다.

본 발명에 따른 회전기계의 조립방법은 회전자 조립체가 조립중 회전될 때 시일랜드와 인접 구조물 사이의 마찰을 감소시키기 위해 회전자 조립체 및 고정자 조립체용 원주방향 연장 시일랜드의 표면에 윤할제를 도포하는 단계를 포함한다.

본 발명에 따라, 상기 방법은 저압 압축기 회전자 조립체를 포함하는 부조립체를 형성하는 단계, 및 회전자 조립체에 케이스 조립체를 조립하기 이전에 적어도 하나의 시일랜드에 윤활제를 도포하는 단계를 포함한다.

본 발명의 일 실시예에 따라, 상기 방법은 시일랜드의 일부 원주 위에서 적 어도 하나의 회전자 소자가 시일랜드와 죔쇠 끼워맞춤되도록 회전자 조립체를 배열하는 단계, 및 하나의 팬 회전자 날개 및 그 다음의 팬 회전자 날개를 회전자 조립체 내측으로 축방향으로 삽입하기 위해 회전자 조립체를 회전시키는 단계를 포함한다.

본 발명의 일 실시예에 따라, 상기 방법은 윤활제를 내측 시일랜드에 분배하는 단계, 및 0.038 cm(15 mil) 이상인 시일랜드의 일부 원주위에서 내측 시일랜드와 인접 나이프형 에지 사이에 죔쇠 끼워맞춤을 제공하는 단계를 포함한다.

본 발명의 일 실시예에 따라, 팬 회전자 날개를 회전자 조립체에 배열하는 단계는 팬 날개 슬롯을 팬 날개를 삽입하는데 편리한 위치로 이동시키도록 상기 회전자 조립체를 회전시키기 위해 54 N·m(40 피트 파운드) 이하의 토오크를 회전자 조립체에 가하는 단계를 포함한다.

본 발명의 주요 특징은 윤활제를 시일랜드상에 분배하는 단계에 있다. 일 실시예에서, 시일랜드는 탄성중합체이다. 다른 특징은 수 십일 이상의 기간동안 윤할제가 시일랜드상에 남아있게 하는 것이다. 또다른 특징은 적어도 하나의 회전자 날개 또는 소자가 시일랜드와 죔쇠 끼워맞춤되어 있는 경우에도 회전자 조립체를 회전시키도록 작은 토오크를 가하는 단계에 있다.

본 발명의 주요 장점은 회전자 조립체와 고정자 조립체 사이의 마찰력을 감소시켜 가스 터빈엔진의 조립 속도와 효율을 높이는데 있다. 다른 장점은 회전자 랜드상에 윤활제를 분배한 후에 외측 케이를 설치하는 엔진 조립시의 융통성을 부여하는 것에 의해, 탄성중합체 시일재료상의 윤활제가 조립지연중 마찰을 감소시키 는 성능을 손실하지 않기 때문에 적어도 수 일간 팬 날개의 조립을 지연시킬 수 있다는 점이다. 또다른 장점은 윤활제와 시일랜드의 표면 사이에 양호한 상호작용으로 인한 가스 터빈엔진의 구조적 집적도이다.

본 발명의 전술한 특징 및 장점들은 다음의 상세한 설명 및 첨부 도면에 의해 보다 분명해진다.

터보팬 가스 터빈엔진의 측면도인 도 1 및 도 2에 도시한 바와 같이, 저압 압축기의 팬부분은 대직경의 팬 케이스(112)를 가진다. 팬 케이스는 팬 회전자 디스크(42) 및 팬 회전자 날개(44)의 조립체 주위로 연장한다. 조립중, 상기 엔진(10)은 엔진을 지지하기 위한 고정체내에 배열되거나 바닥위에 현수된다. 엔진상부에서의 바닥위의 높이는 3.05 내지 3.66 m(10 내지 12 피트) 정도이다.

도 3은 도 2에 저압 회전자 조립체(24)로 도시된 고정자 조립체 및 회전자 조립체의 일부를 도시한다. 회전자 날개 및 나이프형 에지와 같은 적어도 두 개의 회전자 소자 및, 회전자 소자용 시일랜드를 각각 갖는 다수의 다른 형태를 갖는 고정자 및 회전자 조립체가 형성될 수 있다. 도 3에서, 팬 회전자 디스크(42) 및 상기 팬 회전자 디스크를 지지하기 위한 베어링(34)은 명료함을 위해 절개되어 있다. 작동매체 가스용 중심 유동로(18)는 저압 압축기(28)내에 평균 유동선(M)을 가진다. 상기 평균 유동선은 상기 드럼 회전자(50)와 상기 엔진의 내측 케이스(68)(보통 외측 케이스로도 지칭됨) 사이의 대략 중간에 있다. 상기 유동로는 축방향에 대해 음의 경사도를 갖는 축방향의 내측 반경방향으로 수렴된다. 음의 경사도에 대한 절대값은 압축기의 중간영역에서보다 압축기의 후방영역에서 더 크다. 최후방 회전자 날개(62,64,66)에 인접한 띠형 고무(86)는 회전 축선(Ar)쪽을 향해 또한 경간방향으로 약 15°이상의 각도로 각을 이루고 있다. 상기 띠형 고무는 엔진 회전축선(Ar)의 원주위로 연장하는 절두원추형 표면을 형성한다. 예를 들어, 날개(62)에 인접한 띠형 고무는 회전축선(Ar)을 포함하는 반경방향 평면과 교차할 때 인접 날개(64)에 대해 약 25°의 경사각도(α = 25°)를 가진다. 상기 띠형 고무는 약 30도의 경사각도(α = 30°)를 가지며 날개(66)에 인접한 최후방 스테이지에 있는 띠형 고무는 약 40도의 경사각도(α = 40°)를 가진다.

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도 4는 도 1 내지 도 3에 도시된 엔진의 개략적인 확대도이다. 드럼 회전자(50)는 팬 회전자 디스크(42)로부터 후방으로 연장한다. 상기 드럼 회전자는 팬 회전자 디스크로부터 드럼 회전자를 지지하도록 팬 회전자 디스크에 부착되는 제 1 단부(124)를 가진다. 상기 드럼 회전자는 상기 제 1 단부로부터 후방으로 이격된 제 2 단부(126)를 가진다. 상기 제 2 단부는 림(132), 웨브(134), 및 보어(136)를 포함하는 최후방 회전자 디스크(128)를 가진다. 상기 보어는 웨브에 의해 림으로부터 반경방향으로 이격되어 있다. 따라서, 상기 드럼 회전자는 한 단부에 고정되고 다른 제 2단부에서의 회전력에 대응하여 축방향으로 자유롭게 이동하며 최후방 디스크에 의해 반경방향의 이동이 억제된다.

상기 드럼 회전자는 회전자 날개(54-66) 열을 가진다. 상기 회전자 날개 열은 일반적으로 반경방향으로 외측으로 연장한다. 본 명세서에 사용된 용어 "반경방향"은 사실상 반경방향인 최후방 날개가 연장하는 방향을 포함한다.

상기 고정자 조립체(26)는 각각의 회전자 날개 열로부터 외측 반경방향으로 배열되는 띠형 고무를 가진다. 전술한 바와같이, 상기 띠형 고무는 탄성중합체 재료로 형성되고 비작동 상태에서의 평균직경(Dav)을 갖는데 상기 축방향 위치에서의 상기 평균직경은 회전자 날개의 선회라인과 비작동상태의 띠형 고무와의 교차점에 일치한다. 띠형 고무(86)는 회전자 날개의 선단부(70-82)와 거의 동일한 각도에서 후방으로 연장한다. 전술한 바와 같이 상기 선단부는 고무상에 테이퍼진 홈을 형성하도록 경간방향으로 조금 후방으로 테이퍼질 수 있다.

상기 고정자 조립체(26)는 외측 케이스(68)를 포함한다. 상기 외측 케이스는 원주방향으로 연속적인 구조를 이루는 부분(68a,68b,68c,68d,68e,68f)들로 형성된다. 각각의 부분은 적어도 두 개의 축방향 및 원주방향으로 연장하는 부분들로 길이방향으로 분할된다. 도 3에 도시된 바와 같이, 상기 축방향 부분들은 외측 케이스의 하프들을 결합하기 위해 축방향 및 원주방향으로 함께 볼트 결합된다. 비교적 큰 직경 및 두께의 구조물과 연결되는 상기 부분들상의 플랜지들은 외측 케이스의 둥근부분(또는 동심부분)에 작은 이형체를 형성한다. 그 결과, 상기 케이스는 띠형 고무가 제 1 축방향 위치에서 완전한 원형을 이루지 않도록 띠형 고무를 지지 및 위치시킨다.

상기 회전자 날개는 AMS 4928 티타늄 합금으로 제조된다. 상기 드럼 회전자(62)는 AMS 4928 티타늄 합금과 동일한 조성을 갖는 재료로 제조되나 상기 드럼 회전자는 조금 다른 재료구조를 갖도록 열처리된다. 상기 외측 케이스 재료는 AMS 4312 티타늄 합금으로 제조된다. 외측 케이스에 대한 열팽창 계수는 회전자 디스크 및 회전자 날개에 대한 열팽창 계수보다 더 크고 일부 재료에 대한 열팽창 계수는 드럼 회전자 및 회전자 날개에 대한 열팽창 계수보다 2 내지 3배 정도 더 크다.

도 4는 도 1 및 도 2에 도시한 가스 터빈엔진의 조립방법을 이해하는데 도움을 준다. 외측 케이스를 수용하고 외측 케이스가 설치된 후의 외측 케이스를 포함하는 제 1 엔진 부조립체가 형성된다. 상기 제 1 엔진 부조립체는 외측 케이스를 수용하도록 지향되어 있다. 상기 제 1 엔진 부조립체는 저압 회전자 조립체(예를 들어, 팬 회전자 디스크, 베어링, 드럼 회전자, 및 회전자 날개)의 하부 압축기 부분의 단지 일부만을 포함한다. 상기 부조립체는 팬 날개 및 외측 케이스를 포함하지 않는다. 이 시점에서는 팬 케이스, 팬 스트럿(23)(부분 파단된), 고압 압축기, 연소부(14) 및 터빈부(16)로 형성되는 제 2 부조립체를 포함하지 않는다. (제 2 부조립체는 도 2에 도시되어 있는데, 제 1 부조립체와 관련해서는 외측 케이스가 설치되어 있고 팬 날개가 설치되게 된다.) 도 4를 다시 참조하면, 팬 회전자 날개는 팬 회전자 디스크로부터 이격되게 분해되어 도시되어 있고 설명의 목적으로 팬 회전자 디스크 위해 축방향으로 위치된 것으로 도시했다.

다음 단계는 내측 시일랜드(112)와 같은 시일랜드중 하나 또는 저압 압축기(28)의 외측 공기 시일랜드(86)(띠형 고무)중의 하나의 표면상에 윤활제를 분배하는 것이다. 일 실시예에서, 모든 내측 공기 시일랜드의 표면 및 회전자 날 개(64,66)에 인접한 두 개의 최후방 외측 시일랜드 표면상에 윤활제가 분배된다. 상기 시일랜드는 실리콘 고무로 제조된다.

하나의 만족스러운 윤활제는 실리콘 오일이다. 하나의 이용가능한 오일은 미국 오하이오주 44305 아크론 데이브말 드라이브 1150에 자사가 있는 일본 도쿄 소재의 신 에쯔 캄파니 리미티드에 의해 상업화된 KF-54 실리콘 오일이다. 이러한 오일은 드럼 회전자의 티타늄 합금, 상기 날개의 티타늄 합금, 외측 케이스의 알루미늄 합금과, 또한 외측 공기 시일의 실리콘 고무와 부합될 수 있음이 발견되었다. 상기 오일의 점도는 실온 및 대기압에서 약 200 센티푸아즈이다.

다음 단계는 제 1 엔진 부조립체의 주위에 외측 케이스(68)의 두 하프를 배열하는 단계 및 상기 두 하프를 볼트로 함께 결합하는 단계를 포함한다. 상기 각각의 시일랜드는 선회라인(s)상의 관련 제 1 축방향 위치에서 평균직경(Dav)을 가진다. 상기 회전자 소자는 평균직경에 대해 측정한 공칭 틈새칫수와 관련하여 최소 및 최대 틈새칫수를 갖는 밴드를 가진다. 이는 회전자 조립체에 대한 각 시일랜드의 상대적인 반경방향 위치를 한정한다. 제로의 최소틈새 칫수를 갖거나 양의 최소 틈새 칫수를 갖는 경우에도, 시일랜드내의 동심도의 편차로 인해 회전자 소자(54-66)의 원주이동중 적어도 일부와 마찰 접촉하게 된다. 마찰 접촉은 예를 들어 나이프형 에지소자(114) 또는 케이스 원주내의 이형체로 인한 최후방 회전자 날개(66)와 같은 회전자 날개중의 하나에서 발생한다.

때때로, 제 1 엔진 부조립체가 제 2 엔진 부조립체와 결합하고나서 커다란 회전자 날개를 수용하도록 준비하는 단계는 생략될 수 있다. 예를 들어, 상기 유 동로(69)는 외측 케이스(68a-f)가 회전자 조립체 주위에 배열된 때에 제 1 엔진 부조립체의 일부일 수 있거나 회전자 주위에 외측 케이스의 두 하프를 배열한 후에 추가될 수도 있다. 두 개의 부조립체를 결합하는 것에 의해 팬 회전자 날개를 수용하도록 도 2에 도시한 대로 엔진이 함께 조립된다. 상기 두 부조립체를 결합하는 것은 본 발명의 일부를 형성하지 않는다. 이는 팬 날개가 설치되기 이전이나 팬 날개가 설치된 후에 수행될 수 있다.

다른 작업이 엔진에 수행되거나 필요한 부품 또는 기타 모듈에 대한 접속 등에 2 주일이 소요된다. 따라서, 본 발명의 장점은 팬 회전자를 팬 회전자 디스크에 조립하기 이전에 여러 날 지연되는 것을 허용할 수 있는데에 따른 시간상의 융통성에 있다. 이는 시일랜드 주위에 분배된 윤할제의 점성과 관련이 있다.

팬 날개의 설치단계는 팬 회전자 날개의 슬롯을 편리한 위치로 이동시키도록 회전축선 주위로 상기 저압 회전자 조립체(24)를 회전시킴으로써 가장 용이하게 수행된다. 이는 136 N·m(100 피트 파운드)의 토오크를 회전자 조립체에 가함으로써 수행된다. 상기 시일랜드의 직경부에 있는 이형체와 틈새는 윤활제가 공급되지 않은 시일랜드와 결합하는 회전자 조립체의 회전을 어렵게 한다. 이는 상기 시일랜드가 실제로 밀착된 틈새를 초래하는 예외적인 또는 허용가능한 편차를 갖는 경우에 특히 그렇게 된다. 몇몇 경우에는 1,356 N·m(1,000 피트 파운드) 이상 또는 그 보다 훨씬 큰 토오크가 가해질 수 있고 시일랜드의 표면에 도포된 윤활제에 대한 계속적인 시도로 136 N·m(100 피트 파운드) 이하로 감소된다.

상기 팬 회전자 날개(44)는 팬 회전자 날개를 회전자 조립체에 조립하는 단계 중에 한번에 삽입된다. 상기 방법은 136 N·m(100 피트 파운드)의 토오크를 회전자 조립체에 가함으로써 저압 회전자 조립체(24)를 축선(Ar) 주위에서 회전시키는 단계를 포함한다. 이는 비윤활된 조립체를 회전시키는데 필요한 토오크보다 현저히 감소된다. 상기 단계는 모든 팬 회전자 날개가 팬 회전자 디스크(42)에 조립될 때까지 반복된다.

도 5는 시일랜드의 평균직경(Dav)에 있는 외측 시일랜드과 회전자 날개중 하나의 확대도이다. 틈새는 엔진의 가상 회전 축선(Ar)에 수직한 실제의 반경방향으로 측정된다. 예를 들어, 회전자 날개와 관련된 기술분야에서 틈새는 직접 비교법에 의해 측정된다. 회전 날개에 대한 틈새는 선회라인을 따라 측정되고 나서 가상 회전 축선(Ar)에 수직한 반경방향으로 선(R)에 따른 실제값에 대한 선회라인의 각도를 통해 계산된다. 상기 선(R)은 선회라인(S)과 선단부의 교차점을 통과한다.

확대된 조립상태로 도시된 바와 같이, 상기 날개 선단부 위치는 공칭 틈새 칫수(Cn), 양의 최소 틈새 칫수(Cl), 및 최대 틈새 칫수(Ch)를 갖는 회전자 날개에 적용될 수 있는 허용도를 갖는다. 상기 최소 틈새 칫수(Cl)는 양의 수이다. 즉, 날개 선단부와 외측 공기 시일랜드(86)의 평균 직경(Dav) 사이에 최소 틈새 칫수의 틈새 공간 또는 간극이 제공된다. 작동중, 상기 회전자 날개는 외측 공기 시일랜드내에 홈을 형성한다. 상기 홈은 양의 틈새가 공기역학적 성능을 감소시킬 정도로 순항 상태에서의 공기역학적 성능을 감소시키지 않는다.

도 6에 도시한 바와 같이, 회전자 날개(54)가 매우 밀착된 틈새(Cl)를 유지하게 또는 직경부상 이형체가 유지될 수 있게 부착되어 있다. 회전자 날개의 부착에 의해 회전자 날개가 외측 시일랜드(86)내에 릿지(138)를 형성하게 되며, 상기 릿지는 회전자 날개내에서의 회전운동을 방지하는 장벽으로서의 역할을 한다. 하나의 실험에서, 회전자 날개는 최후방 회전자 스테이지(66)와 0.025 cm(10 mil)(Cl = -0.025 cm(-0.010 인치)) 죔쇠 끼워맞춤하며 상기 회전자 스테이지는 말단에지에서 회전자 날개의 선단부(84)를 구부러지게 했다. 다른 실험에서, 실리콘 오일이 시일랜드(96)에 도포되었으며 0.025 cm(10 mil) 죔쇠 끼워맞춤되어 있는 날개를 갖는 새로운 날개가 설치되었다. 상기 날개는 구부지지 않았으며 상기 드럼 회전자는 시일랜드에 대해 매우 용이하게 회전되었다.

도 7은 정적인 비작동 상태 및 동적인 순항 작동상태에서의 도 3에 도시된 드럼 회전자(50)의 운동을 나타내는 도면이다. 정적인 상태는 실선으로 도시되어 있다. 순항시의 회전중에 굽혀진 위치가 파선으로 매우 확대되어 도시되어 있다. 상기 드럼 회전자(50)는 분당 3천 회전수 이상의 회전으로 야기된 과도한 회전력하에서 외측으로 구부러진다. 이러한 외향으로의 구부러짐은 포이슨 수축계수(포이슨 비)로 부분적인 축방향(측방향) 수축의 원인이 되게 한다. 상기 드럼 회전자의 제 1 단부(124)는 회전자 디스크에 고정되고 단단히 부착된 대형 팬 회전자 디스크로 이동된다. 드럼 회전자의 비교적 무거운 도브테일 부착부재는 회전자 날개의 기저부와 결합한다. 상기 도브테일 부착부재(52)는 외측으로 이동한다. 상기 후방 도브테일 부착부재는 축방향 수축의 결과로 전방으로 이동한다. 상기 도브테일 부착부재 사이로 연장하는 비교적 얇은 재료로 제조된 드럼 회전자는 상기 단부들에서 외측으로 편향된다. 최후방 회전자 디스크(128)는 제 2 단부가 외측 반경방향으로의 이동하는 것을 방지한다. 그 결과, 드럼 회전자의 제 2 단부는 외측 반경방향으로 이동한 것보다 더 많이 전방 축방향으로 이동하여, 띠형 고무를 갖는 회전자 날개의 최후방 열의 틈새를 개방한다.

도 8은 띠형 고무에 대한 최후방 회전자 날개 선단부의 관련성을 나타내는 개략도이다. 상기 날개 선단부는 실선으로 도시되어 있고 최소 틈새 칫수(Cl)로 이동된 위치는 파선으로 도시되어 있다. 외측으로 이동한 띠형 고무의 이동위치는 도시되어 있지 않다. 선회라인에서 제로의 최소 틈새 칫수는 양의 칫수인 순항시 최소 틈새칫수를 유도하여 작동 매체 가스가 회전자 날개 선단 주위로 이탈할 수 있게 한다. 선회라인에서 0.025 cm(10 mil)(Cl = -0.025 cm(-0.010 인치)) 이상의 죔쇠 끼워맞춤으로 최소 틈새 칫수를 설정하고 상기 최후방 띠형 고무를 실리콘 오일로 윤활하는 것에 의해 조립중 손으로 회전자 날개를 회전시킬 수 있게 하며, 틈새가 개방되어 있는 동안에 순항 작동상태에서의 최소 틈새 칫수가 여전히 음의 수를 갖게 한다. 도시한 바와같이, 순항상태에서 양의 수를 갖는다면, 상기 최소 틈새칫수(Cl_c)는 최초 조립 최소 틈새칫수가 이동위치에서 점선으로 표시되는 바와같이 제로이거나 최악으로 조립시 죔쇠 끼워맞춤을 갖지 않는 양의 최소 틈새 칫수를 갖는 경우의 최소 틈새칫수(Cl_c')보다 여전히 작다. 이는 회전자 날개 열의 효율 및 압축기의 작동 효율을 상당히 증가시킬 것이다.

내측 공기 시일랜드를 윤활하는 것에 의해 조립시의 마찰력을 더욱 감소시킬 수 있다. 이러한 마찰력의 감소는 드럼 회전자(50)의 회전을 가능하게 하고 조립틈새를 더욱 작게 하는데 사용될 수 있다. 그러나, 최후방 시일랜드에서의 마찰력이 조립중 회전자 날개를 변형시키지 않도록 주의를 기울여야 한다. 따라서, 특정 시일랜드의 윤활없이 최후방 시일랜드에서의 틈새를 감소시키는 것이 가능해진다. 내측 공기 시일랜드의 마찰을 감소시키는 다른 방법은 최후방 스테이지에서 비교적 짧은 날개를 갖는 엔진을 작동시키고 상기 내측 공기 시일랜드에 나이프형 에지소자를 연결시키는 것이다. 그후, 엔진을 분해하고 보다 길은 회전자 날개를 최후방 디스크내에 재조립하는 것이다.

따라서, 실리콘 오일의 사용으로 회전자 날개가 현의 방향으로 회전자 날개의 전체 선단부를 가로질러 최초 음의 치수를 가질 수 있도록 조립중 음인 최소 틈새 칫수가 제공된다.

실험에 의해 엔진 구조물에 대한 실리콘 오일의 양립성이 입증되었다. 예를 들어, 엔진은 손으로 엔진을 회전시키는 것이 어려운 다수의 날개를 위한 시일랜드에 실리콘 오일을 도포함으로써 조립후에 자유롭게 회전할 수 있음을 알아냈다. 테스트 후에 엔진은 검사를 위해 회전된다. 오일이 도포된 어떠한 표면상에서도 미량의 잔류 오일이 발견되지 않았으며 모든 마찰면도 정상적임이 드러났다. 오일 잔류물은 내측 공기 시일과 같은 일부 스테이지상에서의 초기 마찰중에 발생된 미세한 고무 입자들을 수집하지 않는다. 날개 선단부는 통상 비윤활시의 초기 마찰 후에 발생되는 미량의 미세한 실리콘 입자들을 수집한다. 이들은 작동상태에 대한 테스트중에 유동로의 승온하에서 오일이 증발된 후에 남게 된다.

상기 실리콘 고무는 듀로미터(durometer) 판독이 수행되는 유체 노출시험을 통해 체크되며 실리콘 고무에 대한 실리콘 오일의 양립성이 입증된 후에도 변화되 지 않았다. 또한, 실리콘 오일 및 그 잔류물도 저압 압축기 및 고압 압축기의 티타늄 합금과의 양립성이 입증되었다.

본 발명의 도시하고 상세한 실시예에 대해 설명하였지만, 본 기술분야의 숙련자들은 청구된 발명의 사상과 범주로부터 이탈함이 없는, 형태 및 세부사항에 있어서의 다수의 변경이 있을 수 있다는 것을 이해해야 한다.

본 발명에 따르면, 회전자 조립체와 고정자 조립체 사이의 마찰력을 감소시켜 가스 터빈엔진의 조립 속도와 효율을 높일 수 있으며, 회전자 랜드상에 윤활제를 분배한 후에 외측 케이를 설치하는 엔진 조립시의 융통성을 부여함으로써 탄성중합체 시일재료상의 윤활제가 조립지연중 마찰을 감소시키는 성능을 손실하지 않기 때문에 적어도 수 일간 팬 날개의 조립을 지연시킬 수 있는 효과가 있다.

Claims

회전 축선(Ar) 및 내부를 관통 연장하는 작동매체 가스용 유동로를 갖는 회전기계의 조립 방법이며,

상기 기계는 조립중 및 작동상태하에서 상기 축선(Ar) 주위에서 원주방향으로 회전하는 조립된 상태의 회전자 조립체 및 상기 회전자 조립체를 둘러싸고 있는 고정자 조립체를 가지며, 상기 각각의 조립체는 상기 유동로를 한정하도록 엔진의 적어도 일부분을 통해 연장하며 다른 조립체와 근접되게 상기 유동로를 가로질러 반경방향으로 연장하는 에어포일 열을 가지며, 상기 조립체중 하나는 제1 소자를 갖고 다른 하나는 상기 제1 소자와 관련된 제1 시일랜드를 가지며, 상기 시일랜드는 상기 작동매체 가스가 작동상태하에서 유동로로부터 유동되는 것을 차단하기 위해 비작동상태하의 시일랜드의 평균직경(Dav)에 대해 축방향으로 측정했을 때 허용범위내의 밴드를 갖는 다른 조립체에 근접되고 상기 제1 소자에 대한 원주방향 및 상기 축선(Ar) 주위의 원주방향으로 연장하며,

(가) 엔진 주위의 원주방향으로 연장하는 상기 제1 시일랜드의 표면에 윤활제를 도포하는 단계와,

(나) 비작동상태의 위치에 있는 시일랜드의 평균 직경(Dav)에 대해, 축방향 위치에 있는 제1소자와 상기 제1 시일랜드의 상대적인 반경방향 위치를 최소 틈새칫수와 최대 틈새칫수의 허용한도 범위내에서 한정하도록 상기 제1 소자에 대해 상기 시일랜드를 반경방향으로 지향시키는 단계, 및

조립중 회전자 소자 원주 경로의 적어도 일부분 위의 상기 시일랜드와 제1 소자 사이에 죔쇠 끼워맞춤 발생되도록 상기 제1 소자의 적어도 일부와 상기 시일랜드를 반경반향으로 결합시키는 단계를 포함하는,

상기 제1 소자와 관련하여 상기 제1 시일랜드를 배열하는 단계와,

(다) 윤활제가 도포되지 않은 회전자 조립체를 회전시키는데 필요한 회전 모멘트보다 작은 회전 모멘트를 상기 회전자 조립체에 가함으로써 조립중에 상기 고정자 조립체에 대해 회전자 조립체를 회전시키는 단계를 포함하는 회전기계의 조립 방법.
제1항에 있어서, 상기 고정자 조립체 및 상기 회전자 조립체는 회전축선 주위로 엔진을 통해 축방향으로 연장하며, 상기 제1 소자는 회전자 조립체의 일부이고 상기 회전 축선에 대해 반경반경으로 연장하는 제1 회전자 소자이며, 상기 고정자 조립체는 제1 시일랜드를 갖는 회전기계의 조립 방법.
제2항에 있어서, 상기 회전기계는 제1 시일랜드를 갖는 외측 케이스를 포함하고, 복수의 팬 회전자 날개를 수용하도록 되어 있는 팬 회전자 디스크를 회전자 조립체의 일부로서 갖춘 엔진 부조립체를 더 포함하며, 상기 제1 소자와 관련하여 상기 제1 시일랜드를 배열하는 단계는 외측 케이스를 엔진 부조립체 주위에 배열하는 단계를 포함하며, 외측 케이스를 엔진 부조립체 주위에 배열한 후에, 팬 회전자 날개를 팬 회전자 디스크 내에 배열하고 그 다음에 상기 회전 모멘트를 회전자 조립체에 가함으로써 조립중 고정자 조립체에 대해 회전자 조립체를 회전시키며 그 다음에 다른 팬 날개를 팬 회전자 디스크내에 배열하는 단계를 더 포함하는 회전기계의 조립 방법.
제2항에 있어서, 상기 시일랜드를 제1 소자의 일부와 반경방향으로 결합시키는 단계는 상기 축방향 위치의 평균직경(Dav)에 대해 최소 틈새칫수로 죔쇠 끼워맞춤이 존재하며, 최소 틈새칫수로 죔쇠 끼워맞춤이 존재하는 것보다 큰 틈새를 갖는 동일한 구성에 비해 순항 작동상태에서 감소된 틈새를 갖도록 상기 시일랜드를 결합하는 단계를 포함하는 회전기계의 조립 방법.
제2항에 있어서, 회전 모멘트를 가함으로써 조립중 회전자 조립체를 회전시키는 단계는 136 N·m(100 피트 파운드)의 힘보다 작은 회전 모멘트를 가하는 단계를 포함하며, 윤활제가 도포되지 않은 회전자 조립체를 회전시키는데 필요한 상기 회전 모멘트는 813 N·m(600 피트 파운드)의 힘보다 큰 회전기계의 조립 방법.
제5항에 있어서, 상기 회전 모멘트는 54 N·m(40 피트 파운드)의 힘보다 작은 회전기계의 조립 방법.
제1항에 있어서, 상기 윤활제를 제1 시일랜드의 표면에 도포하는 단계는 유체형태의 윤활제를 상기 제1 시일랜드의 표면에 도포하는 단계를 포함하는 회전기계의 조립 방법.
제7항에 있어서, 상기 시일랜드를 갖는 고정자 조립체는 알루미늄 합금으로 제조되며, 상기 회전자 조립체는 티타늄 합금으로 제조되고, 상기 회전자 날개는 티타늄 합금으로 제조되며, 상기 윤활제는 티타늄 합금 및 알루미늄 합금과 양립될 수 있는 오일인 회전기계의 조립 방법.
제8항에 있어서, 상기 시일랜드는 탄성중합체 재료로 제조되며, 상기 윤활제 도포 단계는 실리콘 오일을 시일랜드에 분배하는 단계인 회전기계의 조립 방법.
제9항에 있어서, 상기 회전 모멘트를 가함으로써 회전자 조립체를 회전시키는 단계는 54 N·m(40 피트 파운드)의 힘보다 작은 회전 모멘트(토오크)를 가하는 단계를 포함하는 회전기계의 조립 방법.
제2항에 있어서, 상기 회전소자는 날개이며, 상기 제1 소자와 관련하여 제1 시일랜드를 배열하는 단계는 띠형 고무를 회전자 날개의 외측으로 배열함으로써 수행되며, 상기 띠형 고무는 탄성중합체 재료로 제조되는 회전기계의 조립 방법.
제2항에 있어서, 상기 회전소자는 나이프형 에지소자이며, 상기 시일랜드를 제1 회전소자와 관련하여 배열하는 단계는 탄성중합체 재료를 포함하는 나이프형 에지소자에 대해 내측 공기 시일랜드를 배열함으로써 수행되며, 상기 윤활제를 제1 시일랜드에 도포하는 단계는 윤활제를 내측 공기 시일랜드에 도포함으로써 수행되는 회전기계의 조립 방법.
제2항에 있어서, 상기 제1 회전소자는 나이프형 에지소자이며, 상기 윤활제를 수용하는 제1 시일랜드는 상기 나이프형 에지소자에 인접 배열된 내측 공기 시일랜드이며, 상기 회전기계는 회전자 날개 열인 제2 회전자 소자의 열을 더 포함하며, 상기 회전기계는 회전자 날개 열의 외측으로 배열되는 관련 평균직경(Dav)을 갖는 외측 시일랜드를 더 포함하고 상기 회전자 날개는 관련 축방향 위치에서 죔쇠 끼워맞춤이 존재하는 최소 틈새칫수를 갖는 회전기계의 조립 방법.
제13항에 있어서, 회전자 날개 열의 원주방향으로 연장하는 외측 공기 시일랜드의 표면에 윤활제를 도포하는 단계를 포함하는 회전기계의 조립 방법.
제14항에 있어서, 상기 회전자 날개의 열은 회전자 날개의 최후방 열이며, 각각의 회전자 날개는 현방향의 길이를 갖는 선단부를 가지며, 상기 시일랜드를 반경방향으로 결합하는 단계는 현의 방향으로 보아 회전자 날개 선단의 길이에 따른 죔쇠 끼워맞춤이 회전자 날개의 최소 틈새칫수로 존재하도록 상기 시일랜드를 회전자 날개 열과 반경방향으로 결합시키는 단계를 더 포함하는 회전기계의 조립 방법.
제15항에 있어서, 팬 회전자 날개를 팬 회전자 디스크 내측에 삽입하는 단계를 더 포함하며, 상기 조립중 회전자 조립체를 회전시키는 단계는 상기 팬 회전자 날개를 삽입하는 추가의 단계 중에 발생하는 회전기계의 조립 방법.
고정자 조립체 및 회전자 조립체를 갖는 가스 터빈엔진의 조립 방법이며,

상기 회전자 조립체는 회전 축선(Ar) 주위에서 엔진을 통해 축방향으로 연장하며, 상기 가스 터빈엔진은 상기 회전자 조립체를 에워싸는 고정자 조립체를 가지며, 상기 고정자 조립체는 적어도 두 개의 축방향 및 원주방향으로 연장하는 부분들로 길이방향으로 분할되는 원주방향의 연속 구조물로 형성된 외측 케이스를 더 포함하며, 상기 원주방향으로 연장하는 부분들은 조립된 상태로 서로 연결되고 적어도 하나의 내측 시일랜드 및 적어도 하나의 외측 시일랜드를 지지 및 위치시킴으로써 상기 각각의 시일랜드가 각각의 시일랜드상의 제1 축방향 위치에서 비원형을 이루며 비작동 상태의 상기 위치에서 평균직경(Dav)을 가지며, 상기 각각의 외측 시일랜드는 회전자 날개의 열에 대해 원주방향으로 연장하며, 상기 각각의 내측 시일랜드는 작동상태하의 유동로로부터 작동매체 가스의 유동을 차단시키도록 나이프형 에지소자에 대해 원주방향으로 연장하며,

외측 케이스 조립체를 수용하도록, 팬 회전자 디스크를 포함하지만 팬 회전자 날개는 포함하지 않는 저압 압축기의 저압 압축기 회전자 조립체의 적어도 일부분을 포함하는 가스 터빈엔진 부조립체를 지향시키는 단계와,

각각의 내측 공기 시일랜드의 표면 및 상기 저압 압축기의 최후방 외측 시일랜드의 적어도 두 표면상에 실리콘 오일 윤활제를 분배하는 단계와,

상기 외측 케이스 조립체를 상기 엔진 부조립체 주위에 배열하며, 각각의 시일랜드는 회전자 조립체에 대해 각각의 시일랜드의 상대적인 반경방향의 위치를 한정하는 평균 직경(Dav)에 대해 측정했을 때 최소 틈새칫수 및 최대 틈새칫수를 갖는 관련 허용범위내의 밴드를 관련 제1 축방향 위치에 가지며, 관련 내측 공기 시일랜드의 적어도 3개의 나이프형 에지중 적어도 일부분이 회전자 소자의 원주 경로 중 적어도 일부분 위에 죔쇠 끼워맞춤을 갖는 관련 시일랜드와 결합하도록, 상기 시일랜드와 축방향으로 정렬되는 회전자 날개의 관련 열과, 상기 내측 공기 시일랜드 및 최후방 외측 공기 시일랜드를 결합시키는 단계와,

136 N·m(100 피트 파운드)의 힘보다 작은 토오크를 상기 회전자 조립체에 가함으로써 상기 저압 회전자 조립체를 상기 회전자 축선 주위에서 회전시키는 단계와,

팬 회전자 날개를 상기 회전자 조립체에 조립하는 단계와,

상기 저압 회전자 조립체를 회전시키는 단계 및 팬 회전자 날개를 조립하는 단계를 적어도 한 번 반복하는 단계를 포함하며,

상기 실리콘 오일을 내측 시일 및 외측 시일에 도포하는 단계는 상기 저압 회전자 조립체를 회전 축선 주위에서 회전시키는 단계 및 상기 팬 회전자 날개를 상기 회전자 조립체에 조립하는 단계 이전에 수행되는 가스 터빈엔진의 조립 방법.
제17항에 있어서, 상기 외측 케이스 조립체를 배열하는 단계는 상기 시일랜드 중 하나에 최소의 양의 틈새 및 적어도 0.025 cm(10 mil)의 죔쇠 끼워맞춤을 제공하고 상기 회전자 날개의 최후방 관련 열에 상기 관련 제1 축방향 틈새인 제로의 최소 틈새를 제공하는 단계를 더 포함하는 가스 터빈엔진의 조립 방법.
제18항에 있어서, 상기 회전자 날개는 선회라인을 가지며, 상기 회전자 날개의 관련 제1 축방향 위치는 상기 회전자 날개의 선회라인 상에 있는 가스 터빈엔진의 조립 방법.
제17항에 있어서, 상기 시일랜드는 탄성중합체 재료로 제조되며, 상기 윤활제를 분배하는 단계는 실리콘 오일을 시일랜드상에 분배하는 단계인 가스 터빈엔진의 조립 방법.
제20항에 있어서, 상기 시일랜드는 실리콘 고무인 가스 터빈엔진의 조립 방법.