KR20020016095A - Seal assembly for gas turbine engine - Google Patents

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Abstract

PURPOSE: A sealing assembly for a gas turbine engine is provided to prevent the leakage of a gas flowing into a turbine rotor from a compressor rotor by installing a sealing assembly, to make easy the production and assembling of the sealing assembly by making possible the installation of a cooling air flow control structure in a small place, and to secure sealing efficiency. CONSTITUTION: A sealing assembly(200) for a gas turbine engine is installed in a round space(28) formed between a compressor rotor(22) and a turbine rotor(23). A sealing plate(210) contacts to a flange(25a) of a diffuser(25) installed at the edge of the compressor rotor. A round edge(211) is formed in the combining portion of the compressor rotor and the turbine rotor. A labyrinth type sealing unit(220) is installed on the outer face of a hub(22a) corresponding to the edge to prevent the leakage of a gas through a gap between the compressor rotor and the sealing plate. A sealing shroud(230) is installed on the rear face of the sealing plate to block up radiant heat and to prevent thermal deformation. A ring sealing plate(240) is installed on a nozzle support unit(27a) to prevent the leakage of the compressed air and the combustion air.

Description

가스터어빈엔진용 밀봉조립체{Seal assembly for gas turbine engine}Seal assembly for gas turbine engine

본 발명은 밀봉조립체에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 압축기 로터와 터어빈 로터 사이의 공간에 고온고압의 기체의 누설을 방지하기 위하여 설치되는 밀봉조립체의 구조가 개선된 가스터어빈엔진용 밀봉조립체에 관한 것이다.The present invention relates to a sealing assembly, and more particularly, to a sealing assembly for a gas turbine engine having an improved structure of a sealing assembly installed to prevent leakage of gas at high temperature and high pressure in a space between a compressor rotor and a turbine rotor. .

통상적으로, 산업용이나 항공기용 엔진으로 사용되는 가스터어빈엔진은 공기를 압축하는 압축기 로터와, 압축기 로터로부터 압축된 공기와 연료를 혼합하여 고온고압의 가스를 발생시키는 연소기와, 연소기로부터 발생된 가스를 이용하여 회전력을 얻는 터어빈 로터를 포함한다.In general, a gas turbine engine used as an industrial or aircraft engine includes a compressor rotor that compresses air, a combustor that mixes compressed air and fuel from the compressor rotor to generate a gas of high temperature and high pressure, and a gas generated by the combustor. It includes a turbine rotor to obtain a rotational force by using.

도 1은 종래의 가스터어빈엔진(10)을 도시한 것이다.1 shows a conventional gas turbine engine 10.

도면을 참조하면, 상기 가스터어빈엔진(10)은 회전축(11)을 동축으로 하여 압축기 로터(12)와, 터어빈 로터(13)가 맞대어 설치되어 있고, 핀(14)에 의하여 결합되어 있다. 상기 압축기 로터(12)는 허브(12a)와, 그 외주면에 블레이드(12b)가 설치되고, 터어빈 로터(13)도 허브(13a)와 블레이드(13b)를 구비하고 있다.Referring to the drawings, the gas turbine engine 10 is provided with the compressor rotor 12 and the turbine rotor 13 facing each other with the rotation shaft 11 coaxial, and are coupled by pins 14. The compressor rotor 12 is provided with a hub 12a and a blade 12b on its outer circumferential surface, and the turbine rotor 13 also includes a hub 13a and a blade 13b.

상기 엔진(10)이 구동중에는 유입된 공기가 상기 압축기 로터(12)로부터 압축되고, 디퓨저(15)를 통하여 유동하여 연소기(16) 내에서 분사기로부터 분사된 연료와 함께 혼합된다. 상기 연소기(16)에는 연소된 가스를 분사하는 노즐(17)를 포함한다.While the engine 10 is running, the introduced air is compressed from the compressor rotor 12 and flows through the diffuser 15 to be mixed with fuel injected from the injector in the combustor 16. The combustor 16 includes a nozzle 17 for injecting combusted gas.

상기 압축기 로터(12)와, 터어빈 로터(13)의 사이에는 환형의 공간부(18)가 존재한다. 상기 공간부(18)와, 상기 디퓨저(15)와 노즐(17) 사이의 공간을 밀봉하기 위해서 밀봉 조립체(100)가 사용된다.An annular space 18 exists between the compressor rotor 12 and the turbine rotor 13. A sealing assembly 100 is used to seal the space 18 and the space between the diffuser 15 and the nozzle 17.

상기 밀봉 조립체(100)는 상기 압축기 로터(12)측에 설치되는 전방밀봉판(110)과, 그 일측면에 고정되는 내부 밀봉판(120)과, 상기 터어빈 로터(13)측에 설치되는 복수개로 된 세그먼트(130)를 포함한다.The sealing assembly 100 includes a front sealing plate 110 installed on the compressor rotor 12 side, an inner sealing plate 120 fixed to one side thereof, and a plurality of turbine sealing units 13 installed on the turbine rotor 13 side. And segment 130.

이러한 구조의 밀봉 조립체(100)는 디퓨저(15)와, 노즐(17) 사이의 밀봉을 위하여 링형상의 전방 밀봉판(110)이 설치되고, 상기 밀봉판(11)의 외주면에 밀봉되는 것이 아니라 적당히 고정되어 상기 압축기 로터(12)와 터어빈 로터(13)의 결합되는 부위까지 연장되는 내부 밀봉판(120)과, 환형으로 다수장 배열되는 사다리꼴 형태의 세그먼트(130)로 구성되어 밀봉을 수행하게 되는데, 그 구조의 복잡함으로 인하여 협소한 공간부(18) 내에 설치하는데에는 한계가 있으며, 상기 터어빈 로터(13)로부터 발생되는 고온의 기체에 의하여 세그먼트(130)등의 열적 변형을 발생시킬 수 있다. 따라서, 밀봉 조립체의 구조를 보다 단순화시키면서, 동시에 밀봉 효율을 향상시킬 수 있도록 구조의 변경이 필요하다고 할 수 있다.The sealing assembly 100 of this structure is provided with a ring-shaped front sealing plate 110 for sealing between the diffuser 15 and the nozzle 17, and is not sealed to the outer peripheral surface of the sealing plate 11 Appropriately fixed, the inner sealing plate 120 extending to the combined portion of the compressor rotor 12 and the turbine rotor 13, and the trapezoidal segment 130 is arranged in a plurality of annular to perform the sealing However, due to the complexity of the structure there is a limit to the installation in the narrow space 18, the thermal deformation of the segment 130, etc. can be generated by the hot gas generated from the turbine rotor (13). . Therefore, it can be said that a change in the structure is necessary so as to simplify the structure of the sealing assembly and at the same time improve the sealing efficiency.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 창안된 것으로서, 압축기 로터와 터어빈 로터의 공간부에 형상을 단순화시키면서 밀봉 효율을 향상시킨 가스터어빈엔진용 밀봉조립체를 제공하는데 그 목적이 있다.The present invention has been made to solve the above problems, and an object thereof is to provide a sealing assembly for a gas turbine engine which improves the sealing efficiency while simplifying the shape of the compressor rotor and the turbine rotor.

도 1은 종래의 가스터어빈엔진의 일부를 개략적으로 도시한 단면도,1 is a cross-sectional view schematically showing a part of a conventional gas turbine engine,

도 2는 본 발명의 일 예에 따른 가스터어빈엔진의 일부를 개략적으로 도시한 단면도.2 is a cross-sectional view schematically showing a part of a gas turbine engine according to an embodiment of the present invention.

<도면의 주요 부분에 대한 부호의 간단한 설명><Brief description of symbols for the main parts of the drawings>

10,20...가스터어빈엔진10,20 ... gas turbine engine

11,21...회전축 12,22...압축기 로터11,21 ... spindle 12,22 ... compressor rotor

13,23...터어빈 로터 14,24...핀13,23 ... turbine rotor 14,24 ... pin

15,25...디퓨저 16,26...연소기15,25 ... diffuser 16,26 ... burner

17,27...노즐 18,28...공간부17,27 ... Nozzle 18,28 ... Space

100,200...밀봉조립체 110...전방 밀봉판100,200 ... sealing assembly 110 ... front sealing plate

120...내부 밀봉판 130...세그먼트120.Inner sealing plate 130 ... segment

210...밀봉판 220...래번린스형 밀봉부210 ... sealing plate 220 ...

230...밀봉쉬라우드 230...링밀봉판230 ... sealing shroud 230 ... ring sealing plate

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명의 일 측면에 따른 가스터어빈엔진용 밀봉조립체는,Seal assembly for a gas turbine engine according to an aspect of the present invention to achieve the above object,

회전축;Rotation axis;

싱기 회전축에 결합되는 압축기 로터;A compressor rotor coupled to the singer rotary shaft;

상기 압축기 로터로부터 압축된 공기를 연소기로 유동시키는 통로를 제공하도록 압축기 로터의 가장자리에 설치되는 디퓨저;A diffuser installed at an edge of the compressor rotor to provide a passage for flowing compressed air from the compressor rotor to the combustor;

상기 회전축을 동축으로 하여 상기 압축기 로터와 맞대고 설치되며, 상기 연소기에 설치된 노즐로부터 고온의 공기가 유입되는 터어빈 로터; 및A turbine rotor installed opposite to the compressor rotor with the rotation shaft coaxial, and into which hot air is introduced from a nozzle installed in the combustor; And

상기 압축기 로터와 터어빈 로터 사이에 형성되는 공간부에 설치되는 밀봉판과, 상기 밀봉판의 일면에 고정되는 밀봉 쉬라우드와, 상기 디퓨저와 노즐을 지지하는 노즐 지지부사이에 설치되는 링밀봉판으로 된 밀봉조립체;를 포함하는 것을 특징으로 한다.A sealing plate provided in a space portion formed between the compressor rotor and the turbine rotor, a sealing shroud fixed to one surface of the sealing plate, and a ring sealing plate provided between the diffuser and the nozzle support part for supporting the nozzle. Sealing assembly; characterized in that it comprises a.

또한, 상기 밀봉판은 상기 압축기 로터측에 환형의 에지부가 형성되어 상기 에지부와 대응되는 압축기 로터의 외주면에 형성되는 래버린스형의 밀봉부와 밀봉이 가능하도록 설치된 것을 특징으로 한다.In addition, the sealing plate is characterized in that the annular edge portion is formed on the compressor rotor side to be sealed to the labyrinth type sealing portion formed on the outer circumferential surface of the compressor rotor corresponding to the edge portion.

게다가, 상기 밀봉 쉬라우드는 상기 노즐과 인접한 부위에 설치되며, 그 일단이 상기 밀봉판에 용접되어 고정되는 것을 특징으로 한다.In addition, the sealing shroud is installed at a portion adjacent to the nozzle, one end of which is welded to the sealing plate and is fixed.

더욱이, 상기 링밀봉판은 상기 디퓨저의 플랜지부와 노즐에 대한 노즐지지부에 접촉하여 설치되어 고온고압의 기체의 누설을 방지하는 것을 특징으로 한다.Further, the ring sealing plate is installed in contact with the flange portion of the diffuser and the nozzle support portion for the nozzle is characterized in that to prevent the leakage of gas of high temperature and high pressure.

이하에서 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명의 일 실시예에 따른 가스터어빈엔진용 밀봉조립체를 상세하게 설명하고자 한다.Hereinafter, a seal assembly for a gas turbine engine according to an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 2는 본 발명의 일 예에 따른 가스터어빈엔진(20)을 도시한 것이다.2 illustrates a gas turbine engine 20 according to an embodiment of the present invention.

도면을 참조하면, 상기 가스터어빈엔진(20)에는 회전축(21)을 동축으로 하여 압축기 로터(22)와, 터어빈 로터(23)가 상호 맞대고 설치되어 있다. 상기 압축기로터(22)와, 터어빈 로터(23)는 핀(24)같은 적당한 결합수단에 의하여 상호 결합되어 있다.Referring to the drawings, the gas turbine engine 20 is provided with the compressor rotor 22 and the turbine rotor 23 facing each other with the rotating shaft 21 coaxial. The compressor rotor 22 and the turbine rotor 23 are coupled to each other by suitable coupling means such as pins 24.

상기 압축기 로터(22)는 외부로부터 유입된 공기를 압축하기 위하여 허브(22a)와, 상기 허브(22a)의 외주면에 복수개의 블레이드(22b)가 설치되어 있다. 상기 터어빈 로터(23)는 추후 기술될 연소기(26) 내부로부터 고온의 공기를 수용하기 위하여 허브(23a)와, 그 외주면에 복수개의 블레이드(23b)가 설치되어 있다.The compressor rotor 22 is provided with a hub 22a and a plurality of blades 22b on the outer circumferential surface of the hub 22a to compress air introduced from the outside. The turbine rotor 23 is provided with a hub 23a and a plurality of blades 23b on its outer circumferential surface for accommodating hot air from the inside of the combustor 26 which will be described later.

상기 압축기 로터(22)와, 터어빈 로터(23) 사이에는 환형의 공간부(28)가 존재한다. 이 공간부(28)에는 본 발명의 특징에 따른 밀봉 조립체(200)가 설치된다.An annular space 28 exists between the compressor rotor 22 and the turbine rotor 23. The space 28 is provided with a sealing assembly 200 according to the features of the present invention.

상기 밀봉 조립체(200)에는 환형으로 상기 공간부(28)에 설치되며, 상기 압축기 로터(22) 측에 위치하는 밀봉판(210)이 설치된다. 상기 밀봉판(210)은 가장자리가 유입된 공기의 유로를 형성하도록 압축기 로터(22)의 가장자리에 설치되는 디퓨저(25)의 플랜지부(25a)에 접촉해 있다 .그리고, 상기 압축기 로터(22)와 터어빈 로터(23)의 결합되는 부분에는 환형의 에지부(211)가 형성되어 있다.The sealing assembly 200 is installed in the space portion 28 in an annular shape, the sealing plate 210 which is located on the compressor rotor 22 side is installed. The sealing plate 210 is in contact with the flange portion 25a of the diffuser 25 installed at the edge of the compressor rotor 22 to form a flow path of air into which the edge is introduced. The compressor rotor 22 An annular edge portion 211 is formed at a portion of the turbine rotor 23 coupled to the turbine 23.

상기 에지부(211)에 대응되는 허브(22a)에는 외주면에 래버린스형(labyrinth type)의 밀봉부(220)가 형성되어 있다. 상기 래버린스형 밀봉부(220)는 잘 알려진대로 상기 압축기 로터(22)와 밀봉판(210)의 틈새부로부터 기체가 누설되는 것을 방지하기 위하여 설치되는 것이다.The hub 22a corresponding to the edge portion 211 has a labyrinth type sealing portion 220 formed on an outer circumferential surface thereof. The labyrinth type sealing unit 220 is installed to prevent the leakage of gas from the gap between the compressor rotor 22 and the sealing plate 210 as is well known.

즉, 상기 밀봉부(220)는 상기 허브(22a)와, 에지부(211)와의 간격을 조절하면서, 상기 압축기 로터(22)로부터 압축된 공기에 대한 밀봉과, 상기 터어빈로터(23)의 블레이드(23b)부위의 냉각을 조절하는 기능을 하게 된다.That is, the sealing part 220 seals the air compressed from the compressor rotor 22 and adjusts the distance between the hub 22a and the edge part 211, and the blade of the turbine rotor 23. (23b) to control the cooling of the site.

이때, 모든 틈새부 사이에서의 압력강하의 합은 내외의 압력차와 일치하도록 누설량이 정해진다. 상기 밀봉부(220)는 밀봉판(210)에 커다란 손상이 미치지 않도록 되어 있다. 이러한 밀봉은 틈새부의 면적을 A라 하고, 틈새부 사이의 단수를 Z라 하면, 누설량은 A/Z에 비례한다.At this time, the sum of the pressure drops between all the gaps is set so that the leakage amount is consistent with the pressure difference between the inside and the outside. The sealing unit 220 is to prevent a large damage to the sealing plate 210. In such sealing, if the area of the gap is A and the number of steps between the gaps is Z, the leakage is proportional to A / Z.

상기 밀봉판(210)의 배면인 터어빈 로터(23) 측에는 밀봉 쉬라우드(230)가 설치된다. 상기 밀봉 쉬라우드(230)는 상기 밀봉판(210)과 공간부(28) 내에서 그 내측으로 용접되어 있다. 상기 쉬라우드(230)는 상기 연소기(26)로부터 고온의 기체가 노즐(27)를 통하여 분사시 직접적인 연소공기에 대한 복사열을 차단하고, 열적 변형을 방지한다.The sealing shroud 230 is installed at the turbine rotor 23 side, which is the rear surface of the sealing plate 210. The sealing shroud 230 is welded to the inside of the sealing plate 210 and the space 28. The shroud 230 blocks radiant heat directly to combustion air when hot gas is injected from the combustor 26 through the nozzle 27 and prevents thermal deformation.

그리고, 상기 디퓨터(25)에 대한 플랜지부(25a)와, 상기 디퓨저(25)를 통하여 유동하는 공기가 유입하여 일단에 설치된 분사기를 통하여 분사된 연료와 함께 혼합되는 연소기(26)로부터 상기 터어빈 로터(23)로 고온의 공기를 분사하는 노즐에 대한 노즐지지부(27a)에는 링밀봉판(240)이 설치된다. 상기 링밀봉판(240)은 상기 플랜지부(25a)에서 압축된 공기와, 노즐부(27)에서 연소된 공기에 대한 밀봉역할을 수행한다.In addition, the turbine 25a and the turbine from the combustor 26 mixed with fuel injected through an injector installed at one end of the flange portion 25a and the air flowing through the diffuser 25 are introduced into the turbine 25. A ring sealing plate 240 is installed at the nozzle support portion 27a for the nozzle for injecting high temperature air into the rotor 23. The ring sealing plate 240 performs a sealing role for the air compressed in the flange portion 25a and the air combusted in the nozzle portion 27.

상기와 같은 구조를 가지는 가스터어빈엔진(20)은 엔진이 작동하는 동안에 외부로부터 유입되는 공기는 압축기 로터(22)에 의하여 압축되어 디퓨저(25)를 통하여 유동하여 연소기(26) 내에 흐르게 되고, 상기 연소기(26)에 설치된 분사기로부터 분사된 연료와 함께 혼합되어 점화수단에 의해 점화되어 연소된다. 이때, 발생하는 고온의 기체는 상기 노즐(27)을 통하여 터어빈 로터(23)로 흐르게 되어 블레이드(23b)를 고속으로 회전시키게 된다.In the gas turbine engine 20 having the structure as described above, air introduced from the outside while the engine is operated is compressed by the compressor rotor 22 and flows through the diffuser 25 to flow in the combustor 26. It is mixed with the fuel injected from the injector installed in the combustor 26, and is ignited and combusted by the ignition means. At this time, the generated hot gas flows to the turbine rotor 23 through the nozzle 27 to rotate the blade 23b at a high speed.

이러한 일련의 과정에서, 상기 압축기 로터(22)로부터 발생된 고압의 기체는 에지부(211)와, 래버린스형 밀봉부(220)에 의하여 상기 터어빈 로터(23)로 유동하는 것을 억제하고, 소량의 공기만 제공되어 상기 터어빈 로터(23)를 냉각시키게 된다. 상기 노즐(27)로부터 분사되는 고온의 공기에 의한 복사열은 상기 밀봉 쉬라우드(230)에 의하여 차단이 된다. 또한, 상기 링밀봉판(240)은 밀봉판(210)과 디퓨저(25)와, 밀봉 쉬라우드(230)가 조립된 후에 그 가장자리에 위치하여 상기 디퓨저(25)로부터의 압축된 기체와, 노즐(27)로부터의 고온의 기체의 누설을 방지하게 된다.In this series of processes, the high-pressure gas generated from the compressor rotor 22 is prevented from flowing to the turbine rotor 23 by the edge portion 211 and the labyrinth type sealing portion 220, and a small amount of gas. Only air is provided to cool the turbine rotor 23. Radiant heat by the hot air injected from the nozzle 27 is blocked by the sealing shroud 230. In addition, the ring sealing plate 240 is located at its edge after the sealing plate 210 and the diffuser 25, the sealing shroud 230 is assembled, the compressed gas from the diffuser 25, nozzles The leakage of the hot gas from (27) is prevented.

이상의 설명에서와 같이 본 발명의 가스터어빈엔진용 밀봉조립체는 압축기 로터와 터어빈 로터 사이의 공간에 래번린스형의 밀봉부와 이와 접촉하는 환형의 밀봉판을 설치하고, 환형의 밀봉판의 배면에 밀봉 쉬라우드가 고정되고, 밀봉판과 밀봉 쉬라우드의 가장자리에 링형의 밀봉판이 설치됨으로써 압축기 로터로부터 터어빈 로터로 유입되는 기체의 누설을 방지하고, 냉각 공기량을 조절을 할 수 있는 구조물을 협소한 공간에 설치하는 것이 가능하게 되어 제조와 조립이 용이하고 단순화됨과 동시에 밀봉 효율을 유지할 수가 있다.As described above, the gas assembly for the gas turbine engine of the present invention is provided with a lavand-type seal and an annular seal plate in contact with the compressor rotor and the turbine rotor, and is sealed on the rear surface of the annular seal plate. The shroud is fixed, and a ring-shaped sealing plate is installed at the edge of the sealing plate and the sealing shroud to prevent leakage of gas flowing into the turbine rotor from the compressor rotor and to control the amount of cooling air in a narrow space. It is possible to install, simplifying manufacturing and assembly, and at the same time maintaining the sealing efficiency.

본 발명은 도면에 도시된 일 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서, 본 발명의 진정한 기술적 보호범위는 첨부된 등록청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다.Although the present invention has been described with reference to one embodiment shown in the drawings, this is merely exemplary, and those skilled in the art will understand that various modifications and equivalent other embodiments are possible therefrom. Therefore, the true technical protection scope of the present invention will be defined by the technical spirit of the appended claims.

Claims (4)

회전축;Rotation axis; 싱기 회전축에 결합되는 압축기 로터;A compressor rotor coupled to the singer rotary shaft; 상기 압축기 로터로부터 압축된 공기를 연소기로 유동시키는 통로를 제공하도록 압축기 로터의 가장자리에 설치되는 디퓨저;A diffuser installed at an edge of the compressor rotor to provide a passage for flowing compressed air from the compressor rotor to the combustor; 상기 회전축을 동축으로 하여 상기 압축기 로터와 맞대고 설치되며, 상기 연소기에 설치된 노즐로부터 고온의 공기가 유입되는 터어빈 로터; 및A turbine rotor installed opposite to the compressor rotor with the rotation shaft coaxial, and into which hot air is introduced from a nozzle installed in the combustor; And 상기 압축기 로터와 터어빈 로터 사이에 형성되는 공간부에 설치되는 밀봉판과, 상기 밀봉판의 일면에 고정되는 밀봉 쉬라우드와, 상기 디퓨저와 노즐을 지지하는 노즐 지지부사이에 설치되는 링밀봉판으로 된 밀봉조립체;를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터어빈엔진용 밀봉조립체.A sealing plate provided in a space portion formed between the compressor rotor and the turbine rotor, a sealing shroud fixed to one surface of the sealing plate, and a ring sealing plate provided between the diffuser and the nozzle support part for supporting the nozzle. Sealing assembly for a gas turbine engine comprising a; sealing assembly. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 밀봉판은 상기 압축기 로터측에 환형의 에지부가 형성되어 상기 에지부와 대응되는 압축기 로터의 외주면에 형성되는 래버린스형의 밀봉부와 밀봉이 가능하도록 설치된 것을 특징으로 하는 가스터어빈엔진용 밀봉조립체.The sealing plate is a sealing assembly for a gas turbine engine, characterized in that the annular edge portion is formed on the compressor rotor side to seal with the labyrinth type sealing portion formed on the outer circumferential surface of the compressor rotor corresponding to the edge portion. . 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 밀봉 쉬라우드는 상기 노즐과 인접한 부위에 설치되며, 그 일단이 상기 밀봉판에 용접되어 고정되는 것을 특징으로 하는 가스터어빈엔진용 밀봉조립체.The sealing shroud is installed in a portion adjacent to the nozzle, the sealing assembly for a gas turbine engine, characterized in that one end is fixed by welding to the sealing plate. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 링밀봉판은 상기 디퓨저의 플랜지부와 노즐에 대한 노즐지지부에 접촉하여 설치되어 고온고압의 기체의 누설을 방지하는 것을 특징으로 하는 가스터어빈엔진용 밀봉조립체.The ring sealing plate is installed in contact with the flange portion of the diffuser and the nozzle support portion for the nozzle is a sealing assembly for a gas turbine engine, characterized in that to prevent leakage of gas at high temperature and high pressure.
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