KR20070020299A - 가스 터빈 제트 엔진에서 터빈 케이스 강화 - Google Patents

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엘. 제임스 주니어. 카다렐라
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엘. 제임스 주니어. 카다렐라
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Abstract

일 실시예에서, 낮은 또는 높은 압력 터빈 케이스(204)가 외부면 상에 기계가공되어 원주형태의 노치(302)를 형성한다. 노치는 블레이드(208)를 위한 시일(210)의 내부 위치와 일치할 수 있거나 또는 확인된 "핫 스팟"과 일치할 수 있다. 링 및 케이스 사이의 온도 차이를 유도하는 것을 통해 보강재 링(30)은 각각의 노치(302) 안으로 억지 끼워맞춤될 수 있다. 각각의 링에 의해 미치는 방사상으로 원주방향 압축력은 낮은 또는 높은 압력 터빈 케이스가 팽창할 수 있는 만큼 팽창하는 것을 막을 수 있다. 일 응용에서, 보강재 링은 블레이드 팁 틈새 또는 평형추(counterbalance) "핫 스팟"을 향상시킬 수 있고, 케이스를 보강할 수 있으며, 케이스 냉각을 향상시키거나 다른 이익을 향상시킬 수 있으며, 이는 특별한 응용에 의존한다. 일 실시예에서 노치는 피해질 수 있다. 대안적인 실시예에서, C-링, 또는 다수의 조각으로된 링은 유압, 전기적, 또는 다른 수단에 의해 함께 결합될 수 있고, 제어기에 의해 구동되어 조정 가능하게 방사상으로 원주방향의 압축력을 미친다. 다른 실시예가 설명되고 청구되었다.

Description

가스 터빈 제트 엔진에서 터빈 케이스 강화 {TURBINE CASE REINFORCEMENT IN A GAS TURBINE JET ENGINE}
관련 출원의 교차참조
본 출원은 "가스 터빈 제트 엔진에서 향상된 블레이드 팁 틈새를 위한 방법 및 시스템"이란 명칭으로 2004년 5월 17일에 출원된 가출원 제 60/571,701호를 우선권으로 주장한다.
"가스 터빈 제트 엔진에서 향상된 블레이드 팁 틈새를 위한 방법 및 시스템"이라는 명칭의 가출원이 아닌 미국 출원은 L. 제임스 카르다렐라, 존 우셔우드 및 안드레스 델 캄포에 의해 현재 출원 중이며, 존 우셔우드 및 안드레스 델 캄포에 의한 기여는 캘리포니아, 칼튼 포지 워크스사에 부여하였다.
가스 터빈 제트 엔진의 발전 때문에, 케이싱의 내부 안의 블레이드 팁 틈새가 과제가 되었다. 블레이드 팁 및 내부 스테이지 밀봉은 1960년대 후반부터 엔진 설계에서 중요한 역할을 해왔다. 이는 블레이드 팁 및 주위의 케이싱 사이의 틈새가 회전하고 정지한 구조 상에 열적 및 기계적 로드에서의 변화에 의해 변하기 쉽기 때문이다. 최근의 대부분의 육상 및 항공 터빈 엔진에서, 높은 압력 터빈 케이스("HPTC") 및 낮은 압력 터빈 케이스("LPTC")가 이러한 큰 지름을 가지고, 이들은 과도하게 팽창하고 둥글지 않게 되기 쉬우며, 블레이드 팁 틈새 문제를 악화시킨다.
HPTC 및 LPTC에서 감소된 틈새는 특정 연료 소비("SFC"), 압축기 실속 한계(compressor stall margin) 및 엔진 효율에서의 급격한 감소와 공중 엔진을 위한 증가된 유효 탑재량(payload) 및 임무 범위 능력을 제공한다. 배기 가스 온도("EGT") 한계의 악화는 서비스로부터 비행기 엔진 제거를 위한 주요 이유이다. 연방 비행 기관("FAA")은 모든 비행기 엔진이 일정한 EGT 한계를 가지는 것을 공인한다. EGT는 HPTC가 얼마나 잘 수행하는지를 나타내는데 사용된다. 특히, EGT는 HPTC 내에서 디스크 온도를 추정하는데 사용된다. 구성요소가 디그레이드되고(degrade) 케이싱의 내부 상의 시일 및 블레이드 팁 사이의 틈새가 증가함에 따라, 엔진은 동일한 추력을 발생시키기 위해 더 열심히 일해야 한다(따라서 더 뜨겁게 작동한다). 엔진이 높은 압력 터빈 디스크가 상부 온도 한계에 도달한 것을 나타내는 EGT 한계에 도달하면, 엔진은 유지를 위해 내려진다. 오늘날의 큰 상업적인 가스 터빈 제트 엔진의 주요 분해검사를 위한 유지 비용은 일백만 달러를 쉽게 넘을 수 있다.
도 1은 일반적인 가스 터빈 제트 엔진의 전체적인 구조의 개략도를 도시한다.
도 2는 일반적인 가스 터빈 제트 엔진의 낮은 압력 터빈 케이스의 개략 단면도를 도시한다.
도 3은 본 발명의 실시예에서 보강재 링이 끼워진 도 2의 낮은 압력 터빈 케이스의 개략 단면도를 도시한다.
도 4는 도 3의 낮은 압력 터빈 케이스의 단면 A의 개략 단면도를 도시하고, 이는 본 발명의 실시예에서 보강재 링이 위치하는 것을 도시한다.
도 5는 낮은 압력 터빈 케이스의 단면 A의 개략 단면도를 도시하고, 이는 본 발명의 설명의 다른 실시예에서 보강재 링이 위치하는 것을 도시한다.
도 6은 낮은 압력 터빈 케이스의 단면의 개략 단면도를 도시하고, 이는 본 발명의 설명의 다른 실시예에서 보강재 링이 위치하는 것을 도시한다.
도 7은 낮은 압력 터빈 케이스의 단면의 개략 단면도를 도시하고, 이는 본 발명의 설명의 다른 실시예에서 보강재 링이 위치하는 것을 도시한다.
도 8은 본 발명의 설명의 실시예에서 하중(under load) 틈새(clearance)에서의 개선을 도시한다.
도 9A, 9B, 9C는 낮은 압력 터빈 케이스의 단면의 개략 단면도를 도시하고, 이는 본 발명의 설명의 다른 실시예에서 로킹 너트(locking nut)로 고정되고 유압 너트를 구비한 낮은 압력 터빈 케이스 위에 위치하는 보강재 링을 갖는다.
도 10은 낮은 압력 터빈 케이스의 개략도를 도시하고, 이는 본 발명의 설명의 다른 실시예에서 유압, 전기, 또는 다른 수단에 의해 구동되는 보강재 링을 갖는다.
도 11은 보강재 링을 갖는 낮은 압력 터빈 케이스의 개략 횡단면도를 도시한다.
도면을 참고하면, 유사한 참조 번호 및 이름은 구조적으로 및/또는 기능적으로 유사한 요소를 지칭하고, 도 1은 일반적인 가스 터빈 제트 엔진의 전체 구조의 개략도를 도시한다. 도 1을 참고하면, 가스 터빈 제트 엔진(100)은 팬 프레임(104) 내에 공기 흡기를 위한 팬(102)을 갖는다. 높은 압력 압축기 로터(High Pressure Compressor Rotor, 106)와 부착된 블레이드(blade) 및 스테이터(stator)는 공기를 연소기(108)로 가하고, 입구 공기의 압력 및 온도를 증가시킨다. 높은 압력 터빈 로터(110)와 이와 동반하는 블레이드 및 스테이터는 낮은 압력 터빈 케이스(116) 내에 수용된다. 터빈은 연소기(108)로부터 유동하는 높은 압력, 높은 속도의 가스로부터 에너지를 뽑아내고 이는 낮은 압력 터빈 샤프트(118)로 전달된다.
도 2는 일반적인 가스 터빈 제트 엔진의 낮은 압력 터빈 케이스의 단면 개략도를 도시한다. 중앙 라인(202)은 낮은 압력 터빈 케이스(204)(단면으로 도시됨)의 중앙을 통해 이동한다. 로터(206)(단면으로 도시됨)는 이에 부착된 블레이드(208)를 가지고 이는 중앙 라인(202)을 따라 회전 축 상에서 회전한다. 당업자는 많은 블레이드 및 스테이터가 낮은 압력 터빈 케이스(204) 내에 일반적으로 존재할 것이라는 것을 알 것이다. 오직 하나의 블레이드(208)가 단순화를 위해 도시된다.
래비린스(labyrinth) 시일 설계는 응용마다 변경한다. 때때로 래비린스 시일은 블레이드 팁 위에 위치하고, 때때로 이들은 도 2에서 도시된 것처럼 케이스의 내부 지름 위에서 위치한다. 래비린스 시일(210)(단면으로 도시됨)은 낮은 압력 터빈 케이스(204)의 내부 지름에 선을 긋고, 이는 각각의 회전 블레이드(208) 주위로 측판을 형성하며, 블레이드(208)의 팁에 걸쳐 흩뜨려진 공기를 제한한다. 래비린스 시일(210)의 형태는 각각의 블레이드(208)의 팁 및 이에 대응하는 래비린스 시일(210) 사이에 공기 난류(turbulence)를 형성하도록 설계된다. 공기 난류는 장벽으로서 작용하고 이에 의해 공기가 블레이드(208)의 팁 주위를 벗어나는 것을 지연시킨다. 유사한 기능을 수행하는 시일은 종종 다른 이름으로 지칭된다. 블레이드(208)의 팁 및 래비린스 시일(210) 사이의 간격으로서 형성되는 블레이드 팁 틈새(212)는 엔진의 작동 시점에 걸쳐 변경될 것이다. 블레이드 팁 틈새(212) 변경 뒤의 메카니즘은, 열에 의한 팽창 및 구성요소 상의 다수의 로드에 의해 엔진의 정적 및 회전 구성요소 모두의 변위 또는 비틀림으로부터 발생한다. 축-대칭 틈새 변경은 정지 또는 회전 구조 상의 균일한 로딩(원심의, 열적, 내부 압력)에 의한 것이고, 이는 균일한 방사상 변위를 생성한다. 원심의 및 열적 로드는 블레이드 팁 틈새(212)에서 가장 큰 방사상 변경의 원인이 된다.
래비린스 시일(210)에 대한 마멸 메카니즘(wear mechanism)은 일반적으로 세 개이 중요한 카테고리로 카레고리 지어질 수 있다: 연마(블레이드 침입), 열적 피로, 및 부식. 높은 압력 및 낮은 압력 터빈 케이스 모두에서 엔진 조립 틈새는 블레이드 연마의 양을 제한하도록 선택된다. 연구는 높은 압력 및 낮은 압력 터빈 케이스에서 향상된 블레이드 팁 틈새가 중요한 라이프 사이클 비용("LCC")의 감소를 초래할 수 있다고 나타내었다.
냉각 엔진이 시동됨에 따라, 일정한 양의 블레이드 팁 틈새(212)가 각각의 래비린스 시일(210) 및 블레이드(208)의 팁 사이에 존재한다. 로터(206) 상의 원심의 로드 및 블레이드(208)의 빠른 가열에 의해 출발을 위해 엔진 속도가 증가함에 따라 블레이드 팁 틈새(212)는 재빠르게 감소되고, 이는 회전 구성요소가 방사상으로 외부로 성장하도록 한다. 한편, 낮은 압력 터빈 케이스(204)는 느린 비율로 가열에 의해 팽창한다. 이러한 현상은 최소의 브레이드 팁 틈새(212), "핀치 지점"을 만들 수 있다. 낮은 압력 터빈 케이스(204)는 핀치 지점 이후 가열에 의해 팽창함에 따라, 로터(206)는 가열되기 시작하고(그 질량 때문에 낮은 압력 터빈 케이스(204)보다 느린 비율로) 블레이드 팁 틈새(212)는 좁아진다. 엔진이 순항 상태에 이름에 따라, 낮은 압력 터빈 케이스(204) 및 로터(206)는 열적 평형에 다다르고, 블레이드 팁 틈새(212)는 상대적으로 일정하게 유지된다.
순항 상태 동안 블레이드 팁 틈새(212)를 좁히는 것을 큰 이익일 수 있다. 이는 종종 SFC에서 큰 감소가 얻어질 수 있는 경우이다(비행 프로파일의 가장 긴 부분). 한편, 연마는 일반적으로 피해질 것이다. 최소의 틈새는 일반적으로 시작에서 유지되고, 이에 의해 확립된 한계 아래로 EGT를 유지하고 추력(thrust) 발생을 보장한다. 전체 비행 프로파일에 걸쳐 연마를 피하면서 최소의 블레이드 팁 틈새(212)를 유지하는 것은 시도된 많은 제어 시스템의 목적이었다.
엔진 온도는 일반적으로 작동하는 블레이드 팁 틈새(212)를 결정하는데 큰 역할을 한다. 가스 터빈 성능, 효율, 및 수명은 블레이드 팁 틈새(212)에 의해 직접적으로 영향을 받는다. 빈틈없는 블레이드 팁 틈새(212는 블레이드(208)의 팁에 걸쳐 공기 누출을 줄일 수 있다. 이는 터빈 효율을 증가시키고 엔진이 연료 태움 이 없이 그리고 낮은 로터 입구 온도를 구비한 채 성능 및 추력 목적을 달성하는 것을 가능하게 한다. 터빈이 낮은 온도에서 작동하기 때문에, 동일한 일을 만들면서, 고온 구역(hot section) 구성요소가 사이클 수명을 증가시켰다. 고온 구역 구성요소의 증가된 사이클 수명은 분해검사(overhaul) 사이의 시간을 증가시킴에 의해 엔진 서비스 수명(TOW)을 증가시킬 수 있다.
엔진 SFC 및 EGT는 일반적으로 HPTC 블레이드 팁 틈새와 직접 관련이 있다. 한 연구는 HPTC 블레이드 팁 틈새에서 매 0.001인치 증가에 대해 SFC는 대략 0.1% 증가하고 EGT는 일 ℃증가한다는 것을 나타냈다. 따라서, 0.010인치의 HPTC 블레이드 팁 틈새 감소는 SFC에서 일 %의 감소 및 EGT에서 십 ℃의 감소를 대충 만들 수 있다. 군사용 엔진은, 큰 상업적 엔진에 걸쳐 높은 작동 속도 및 온도에 의해, SFC 및 EGT 상에서 약간 더 큰 HPTC 블레이드 팁 틈새 영향을 일반적으로 나타낸다. 이러한 크기의 향상은 년당 수백만 달러에 걸친 연간 연료 및 엔진 유지 비용에서의 큰 절약을 만들 수 있다.
또한, 연료 소비 감소는 항공 엔진 총 방출을 감소시킬 수 있다. 최근의 추정치는, 미국이 단독으로 년당 764백만 여행(사람당 2.85 항공 여행)을 비행한다고 나타낸다. 상업적 비행기에 의해 사용되는 에너지는 지난 30년에 걸쳐 거의 두 배 증가했다. 증가된 연료 소비는 이산화탄소(CO2)의 총 수송 분야 방출의 13%를 나타낸다. 최근의 항공 엔진 방출은 일산화 탄소(CO), 이산화황(SO2) 등의 미소량과 함께 0.3%의 이산화질소(NO2) 및 약 18%의 물(H2O)과 함께 71%의 이산화탄소(CO2)로 이루어져 있다. 항공 수송은 세계의 CO2 생산의 2.5%(600백만 톤)을 나타낸다. 주로 동력 생성을 위한, 육상(land-based) 엔진으로부터의 방출은 이러한 총량에 부가하여 기여한다. 명확하게 연료 연소의 감소는 항공 및 육상 엔진 방출을 크게 감소시킬 수 있다.
현재의 큰 상업적 엔진은 3000 내지 10000 사이클 사이의 일반적인 범위에서 중요하게 변하는 사이클 수명(분해검사 사이의 시간으로서 정의됨)을 갖는다. 사이클 수명은 엔진이 포지티브 EGT 한계를 얼마나 오래 보유하는 지에 의해 주로 결정된다. 새로운 엔진 또는 새롭게 분해검사되는 엔진은 시간이 증가함에 따라, 일정한 콜드(cold) 조립(build) 블레이드 팁 틈새를 구비한 채 실어진다. 엔진 작동 틈새가 증가함에 따라, 엔진은 일반적으로 동일한 일을 만들기 위해 더욱 강하게(뜨겁게) 작동하고 이는 비효율적이다. 특히 출발 EGT, 작동 온도에서의 증가는 열적 피로에 의해 고온 구역 고성요소의 하락(degradation)을 또한 촉진할 수 있다. 빈틈없는 블레이드 팁 틈새를 유지함에 의해 엔진 출발 EGT 한계를 존속하는 것은 엔진 사이클 수명을 크게 증가시킬 수 있다. 또한, 이는 큰 분해검사 비용에 의해 수년 주기에 걸친 엔진 정비에서의 큰 절약을 이끈다.
블레이드 팁 틈새 관리에서 이전의 시도는 두 개의 제어 계획, 능동 틈새 제어("ACC") 및 수동 틈새 제어("PCC")에 의해 일반적으로 카테고리화될 수 있다. PCC는, 가장 급격한 순간적인 상태(예를 들어 출발, 재폭발(reburst), 방향 조종(maneuver))로 명명되는 한 작동 지점에서 원하는 틈새를 조정하는 일정한 시스템으로서 정의된다. 한편, ACC는, 하나 이상의 작동 지점에서 원하는 블레이드 팁 틈새를 독립적으로 조정하는 것을 가능하게 하는 일정한 시스템으로서 정의된다. PCC 시스템에 대한 문제는 시스템이 수용해야만 하는 최소 틈새, 핀치 지점이고, 이는 비행(예를 들어 순항)의 더욱 오랜 정상 상태 부분 동안 원하는 큰 틈새를 남긴다.
일반적인 PCC 시스템은 비행 프로파일, 블레이드 팁 마멸을 제한하는 연마제의 사용, 보강 재료의 사용 및 기계가공 기술을 통해 로터 및 스테이터 성장의 더 좋은 매칭을 포함하고, 이에 의해 극도의 상태 및 이와 유사한 상태에서 측판 원형(roundness)을 향상시키거나 유지하는 정적 구성요소의 뒤틀림을 생성하거나 제한한다. 엔진 제조자는 늦은 1970년대 및 빠른 1980년대에 열적 ACC 시스템을 이용하는 것을 시작하였다. 이러한 시스템은 팬 공기를 이용하여 HPTC의 지지 플랜지를 냉각시켰고, 순항 상태 동안 이는 케이스 및 측판 지름을 감소시켜 블레이드 팁 틈새를 감소시켰다.
상기에서 설명된 접근의 모두는 이와 관련한 중요한 문제를 가지고 있다. 일부는 너무 비싸고, 나머지는 결과를 거의 얻지 못하는데, 가장 큰 이익이 얻어지는 경우의 순한 동안 특히 그러하고 현재의 높은 온도 구동기 능력의 부족함에 의해 케이스를 통해 구동을 요구하며, 이는 두 번째 시일링 문제 및 추가된 무게 그리고 기계적인 복잡성의 문제를 일으킨다.
도 3은 본 발명의 설명의 실시예에서 보강재 링에 끼워진 도 2의 낮은 압력 터빈 케이스의 개략 단면도를 도시한다. 도 11은 본 발명의 설명의 실시예에서 보강재 링이 끼워진 도 2의 낮은 압력 터빈 케이스의 개략 횡단면도를 도시한다. 이제 도 3 및 11을 참고하면, 본 발명의 설명의 하나 이상의 특징이 존재하는 가스 터빈 제트 엔진에 가해질 수 있고 또는 항공, 수상 및 육상의 엔진을 포함하는 다양한 응용에 대해, 새로운 가스 터빈 제트 엔진의 설계 및 조립이 채택될 수 있다. 본 발명의 설명의 특징은 HPTC 및 LPTC에 적용될 수 있고, 또한 LPTC에 관련된 설명 및 도면은 HPTC에 동등하게 적용되고 LPTC를 제한하지 아니한다.
이하에서 자세하게 설명되는, 수많은 다른 결합구조를 가질 수 있는 노치(notch, 302)는 일반적으로 기계가공을 통해 낮은 압력 터빈 케이스(204)의 외부 지름 안으로 원주방향으로 제조되고, 이에 의해 래비린스 시일(210)의 하나 이상의 위치와 일치한다. 래비린스 시일(210)의 하나 이상의 위치에 대응한 위치에 부가하여, 엔진이 분해검사될 때 크랙을 위한 시각적인 조사를 통해, 표면 온도의 모니터링을 통해, 또는 컴퓨터 모델링을 통해 낮은 압력 터빈 케이스(204)에서 확인된 "핫 스팟(hot spot)"에 대응하는 위치에서, 노치는 원주 방향으로 기계가공될 수 있다. 존재하는 엔진에 대해, 낮은 압력 터빈 케이스(204)는 일반적으로 제거되고, 이에 의해 이러한 "핫 스팟"으로부터 초래되는 크랙을 수리한다. 이러한 수리 후, 그루브(groove)는 기계 가공을 통해 용접 수리를 통해 가해질 수 있다. 이후 외부 링은 그루브에 억지 끼워맞춤(shrink interference fit)이 될 것이다. 보강재 링은 특별한 응용에 따라 터빈 케이스의 다른 위치에 위치할 수 있다. 크기, 치수, 형태, 물질 및 틈새는 특별한 응용에 따라 변경될 수 있다.
일 실시예에서, 보강재 링(304)(도 3에서 횡단면으로 도시됨)은 각각의 노치(302)에 억지 끼워맞춤을 이루고, 이에 의해 보강재 링(304)은 도 11에서 도시된 것처럼 원주의 노치(302)를 에워싼다. 낮은 압력 터빈 케이스(204)는 그 형태가 원뿔형태이기 때문에, 각각의 보강재 링(304)은 지름이 다를 수 있다. 각각의 경우에, 각각의 보강재 링(304)의 내부 지름은 대응 노치(302)의 외부 지름보다 약간 작을 수 있다. 각각의 보강재 링(304)은 가열되고, 가장 큰 지름의 보강재 링(304)과 함께 시작한다. 가열은 각각의 보강재 링(304)을 팽창하게 하고, 이는 내부 지름을 대응 노치(302)의 외부 지름 보다 큰 지름으로 증가시킨다. 일단 노치(302)에 위치하면, 보강재 링(304)은 냉각되고, 이는 대응 노치(302) 안으로 억지 끼워맞춤을 이룬다.
도 4는 도 3의 낮은 압력 터빈 케이스의 단면 A의 개략 단면도를 도시하고, 본 발명의 설명의 실시예에서 위치하는 보강재 링을 도시한다. 도 4를 참고하면, 노치(302)는 일 실시예에서 낮은 압력 터빈 케이스의 테이퍼에 대해 반대의 테이퍼를 구비한 채 원주 방향으로 제조된다. 테이퍼를 위한 각도(402)는 경우에 따라 변경될 것이고, 이는 실린더 케이스에 대해 0°보다 큰 범위로부터 원뿔 케이스의 특정 결합구조에 의존하는 적절한 각도까지의 범위이다. 보강재 링(304)은 내부 지름 상에서 원주 방향으로 기계가공될 수 있고, 이에 의해 이와 동일한 테이퍼를 매칭시킨다. 보강재 링(304)이 낮은 압력 터빈 케이스(204)에 억지 끼워맞춤되지만, 테이퍼는 부가적인 안정성을 추가할 수 있고 이에 의해 보강재 링(304)이 낮은 압력 터빈 케이스(204) 상에서 축방향으로 흐르는 것이 막아진다. 노치(302)가 테이퍼 없이 평평하게 제조되었다면, 일정한 응용에서 미끄러짐의 가능성이 증가될 수 있다. 보강재 링(304)이 가열되었을 때 이는 팽창하며, 이는 링 틈새(404)를 일으키고, 보강재 링(304)이 노치(302)의 힐(heel, 406)에 대해 도시된 것처럼 위 치하도록 한다. 보강재 링(304)이 냉각됨에 따라, 이는 그 지름이 축소되고 이를 노치(302) 안으로 원주 방향으로 위치시킨다. 대기 온도에서, 노치(302)의 외부면의 지름에 대해 보강재 링(304)의 내부면의 작은 지름에 의해, 억지 끼워맞춤이 일어나고, 방사상으로 압축하는 원주 힘이 보강재 링(304)에 의해 낮은 압력 터빈 케이스(204)에 가해지고, 인장 원주 힘이 낮은 압력 터빈 케이스(204)에 의해 보강재 링(304)으로 가해진다. 일 실시예에서, 방사상의 압축력은 도 11에서 화살표로 개략적으로 도시된 것처럼 중앙 라인(202)에 의해 형성된 회전 축으로 집중될 수 있다. 일 실시예에서, 방사상의 압축력은 끊김 없이 터빈 케이스(204) 및 노치(302)의 전체 원주를 주위로 연속적으로 가해진다.
일례에서, 낮은 압력 터빈 케이스(204)는 블레이드(208) 및 래비린스 시일(210)이 위치하는 부분에서 외부 지름이 50 인치일 수 있다. 일 실시예에서 보강재 링(304)은 고체, 단일의 또는 한 조각의, 연속적인 또는 이음매 없는 부재로서 제작될 수 있고, 이는 폐쇄 루프 형태로 기계가공되거나 단조될 수 있다. 다른 실시예에서, 보강재 링(304)은 개방 루프-형태 부재를 이용하여 제작될 수 있고, 폐쇄 루프 형태를 형성하기 위해 용접에 의해 서로 단부를 이음에 의해 제작될 수 있다. 낮은 압력 터빈 케이스(204)는 인코넬 718(Inconel 718)과 같은 니켈계 초합금으로 만들어지고, 단조 공정을 통해 보강재 링(304)의 경우도 마찬가지이다. 초합금 인코넬 718은 높은 강도의 복합 합금이고, 이는 높은 표면 안정성을 나타내고 가스 터빈 제트 엔진에서 사용되며, 높은 온도 및 심한 기계적 응력을 견딘다. 보강재 링 및 터빈 케이스는 특별한 응용에 따라 다양한 물질로 만들어질 수 있다. 계산된 온도로 보강재 링(304)을 가열하는 것은 보강재 링(304)을 팽창하게 할 것이고, 낮은 압력 터빈 케이스(204)가 대략 70°F의 대기 온도에 있을 때 적절한 링 틈새(404)를 만든다. 대안적으로, 낮은 압력 터빈 케이스(204)는 액체 질소 또는 다른 수단으로 계산된 온도로 냉각될 수 있고, 이는 낮은 압력 터빈 케이스의 지름에서의 수축을 일으키며, 보강재 링(304)이 대략 70°F의 대기 온도에 있을 때 적절한 링 틈새(404)를 만든다. 대안적으로, 적절한 링 틈새(404)는 보강재 링(304)을 각각의 다양한 계산된 온도로 가열하고 낮은 압력 터빈 케이스(204)를 냉각하는 조합을 통해 이루어질 수 있다. 보강재 링(304)의 내부 지름의 증가 또는 감소는 특별한 응용을 위해 필요한 것처럼 그리고 보강재 링(304)이 만들어진 물질의 응력 한계 내에서 인장 응력 및 방사상의 원주 압축력을 초래할 것이다.
또한, 낮은 압력 터빈 케이스(204)에 대한 기계가공은 방사상과 같은 제 1 방향으로 이루어질 수 있고, 보강재 링(304)을 위한 기계 가공은 방사상과 같은 제 2 방향으로 이루어질 수 있으며, 이는 제 1 방향과 다소 수직을 이룬다. 기계가공은 기계가공된 표면 위의 나선형 또는 기록, 연속적인 그루브를 남기기 때문에, 각각의 표면 위의 그루브는 서로에 대해 그물눈 형태로(cross hatch manner) 정렬될 것이고, 이는 두 표면 사이의 마찰력을 증가시키고 축 또는 회전 이동을 포함하여 노치(302) 내에서 보강재 링(304)의 움직임에 대한 포텐셜을 감소시킨다. 예를 들어 니켈계 초합금으로 만들어질 수 있는 보강재 링(304) 위의 다수의 그루브는 낮은 압력 터빈 케이스(204)의 노치(302) 위에 다수의 그루브보다 단단할 수 있고, 이는 일반적으로 티타늄으로 만들어지며, 다른 낮은 압력의 터빈 케이싱에서는 강 또는 알루미늄이 가능하다. 니켈계 초합금 그루브는 부드러운 티타늄, 강 또는 알루미늄 그루브에 움푹 들어간 곳을 형성하거나 또는 움푹 들어갈 수 있다. 대안적으로 보강재 링(304)은 단순히 하나 이상의 지점에서 노치(302)에 대해 점용접될 수 있거나 또는 노치(302)에 고정된 하나 이상의 블랜지에 볼트될 수 있으며, 보강재 링(304)이 회전하는 것을 막고 노치(302)에 대해 이동하는 것을 막는다. 횡 방향으로의 기계 가공이 이러한 경우에 필요하다.
설명된 방법으로 보강재 링(304)을 위치시킴에 의해, 블레이드 팁 틈새(212)는 일정한 응용에서 향상될 수 있고, 특히 일정한 응용에서 엔진의 순항 작동 동안에 그러하다. 엔진 설계자는 보강재 링과 같은 것이 없는 주어진 엔진 설계에 대해 적절할 수 있는 것보다 결과적으로 엔진이 감소된 블레이드 팁 틈새를 가지도록 설계할 수 있다. 다른 이익, 장점, 향상 또는 다른 특징은 특별한 응용에 따라 독자적으로 또는 조합으로 이용될 수 있다. 한 응용에서, 보강재 링(304)에 의해 가해지는 방사상의 원주 압축력(도 11에서 화살표로 표시됨)은, 팽창할 수 있는 만큼의 열에 의해, 낮은 압력 터빈 케이스(204)가 팽창하는 것을 막을 수 있다. 일 태양에서, 보강재 링(304)은 터빈 케이스(204)에 대한 거들(girdle)로서 기능을 하고, 이는 터빈 케이스(204)를 보강하고 둥글지 않게 하거나 팽창하는 것을 막는다. 보강재 링(304)은 낮은 압력 터빈 케이스(204)와 동일한 재료로 만들어질 수 있고, 또는 낮은 열팽창 계수를 갖는 서로 다른 물질로 만들어질 수 있으며, 이는 온도가 올라가는 경우와 동일한 재료의 보강재 링에 걸쳐 가해지는 방사상의 원주 압축력을 증가시킬 것이다. 압축력은 노치(302)에서와 같이 터빈 케이스에서 움푹 들어 간 곳을 형성하는데 충분할 수 있다.
많은 엔진 설계에서, 열은 대류에 의해 낮은 압력 터빈 케이스(204)의 외부표면적으로부터 주로 분산된다. 낮은 압력 터빈 케이스(204)에 보강재 링(304)을 부가함에 의해 이루어질 수 있는 다른 이익은, 보강재 링(304)이 냉각핀으로서 작용할 수 있기 때문에 큰 비율로 열이 분산될 수 있는 것이고, 이는 낮은 압력 터빈 케이스(204) 내의 냉각된 작동 온도를 초래할 수 있다. 또한, 이러한 냉각은 팽창이 없고 더 작은 블레이드 팁 틈새(212)에 기여할 수 있다. 또한, 보강재 링(304)은 낮은 압력 터빈 케이스(204)가 원형도를 유지하는 것을 도울 수 있다. 또한, 다른 이익, 장점, 향상 또는 다른 특징은 특별한 응용에 따라 혼자서 또는 조합으로 이용될 수 있다.
도 5는 낮은 압력 터빈 케이스의 구역의 개략 단면도이고, 이는 본 발명의 설명의 다른 실시예에서 위치하는 보강재 링을 도시한다. 도 5를 참고하면, 노치(502)는 일 실시예에서 셰브론(chevron) 형태를 가진 채 원주 방향으로 기계가공된다. 보강재 링(504)은 이러한 셰브론 형태를 매칭시키기 위해 그 내부 지름 위에 원주 방향으로 기계가공된다. 보강재 링(504)이 낮은 압력 터빈 케이스(204) 상에 억지 끼워맞춤이 되지만, 셰브론 형태는 추가적인 안정성을 부가하고, 이에 의해 보강재 링(304)이 낮은 압력 터빈 케이스(204)로부터 미끄러져 떨어지는 것을 막아준다. 보강재 링(504)이 가열되어 팽창할 때, 링 틈새(404)를 일으키고, 보강재 링(504)이 노치(502)의 힐(506)에 대해 도시된 것처럼 위치하도록 한다. 보강재 링(504)이 냉각될 때, 이는 지름이 수축하고 노치(502) 안으로 원주 방향으로 위치 된다. 대기 온도에서, 노치(502)의 외부 지름에 대한 보강재 링(504)의 작은 내부 지름 때문에, 억지 끼워맞춤이 초래되고, 방사상의 원주의 압축력이 보강재 링(504)에 의해 낮은 압력 터빈 케이스(204)에 가해지며, 원주의 인장력은 낮은 압력 터빈 케이스(204)에 의해 보강재 링(504)에 가해진다.
도 6은 낮은 압력 터빈 케이스의 구역의 개략 단면도를 도시하고, 이는 본 발명의 설명의 다른 실시예에서 보강재 링이 위치하는 것을 도시한다. 도 6을 참고하면, 항공 응용의 경우에, 엔진에 추가된 무게가 상당한 경우, 보강재 링(604)은 도 6에서 도시된 것처럼 위치할 때 낮은 압력 터빈 케이스(204)의 외부면과 거의 동일 높이인 프로파일을 갖도록 제조된다. 도 4에서 도시된 것과 같은 반대로 테이퍼 노치(302)는 낮은 압력 터빈 케이스(204) 안으로 기계가공된다. 또한, 설계되거나 또는 역접합된(retrofitted) 엔진에 기초하여, 노치(302)는 더 깊고 및/또는 더 넓게 기계가공될 수 있고, 보강재 링(604)은 추가된 깊이 및/또는 높이로 주어질 수 있으며, 이에 의해 방사상의 원주의 압축 및 인장 응력 요구를 만족시킨다.
도 7은 낮은 압력 터빈 케이스의 단면의 개략 단면도를 도시하고, 이는 본 발명의 설명의 다른 실시예에서 보강재 링이 위치하는 것을 도시한다. 도 7을 참고하면, 항공 응용에 대해, 엔진에 추가된 무게가 상당하다면, 보강재 링(704)은 도 6에서 도시된 것처럼 위치할 때 낮은 압력 터빈 케이스(204)의 외부면과 거의 동일 높이인 프로파일을 갖도록 제조된다. 도 5에서 도시된 것과 같은 셰브론 형태의 노치(302)는 낮은 압력 터빈 케이스(204) 안으로 기계가공된다. 또한, 설계 되거나 또는 역접합된(retrofitted) 엔진에 기초하여, 노치(302)는 더 깊고 및/또는 더 넓게 기계가공될 수 있고, 보강재 링(604)은 추가된 깊이 및/또는 높이로 주어질 수 있으며, 이에 의해 방사상의 원주의 압축 및 인장 응력 요구를 만족시킨다. 항공 또는 비행 응용에 부가하여, 다른 실시예 뿐만 아니라 동일 높이의(flush) 실시예는 육상 및 해상 응용에서 이용될 수 있다.
당업자는 도 4 내지 7에서 도시된 것과 같은 노치 및 보강재 링에 대한 반대로 테이퍼 설계 및 셰브론 설계에 부가하여, 다양한 다른 설계가 동일하거나 유사하거나 서로 다른 목적을 달성하기 위해 이용될 수 있다고 이해할 것이다. 예를 들어, 노치는 각지거나 파상형태의 하나 이상의 리지(ridge) 및 채널을 가질 수 있고, 이는 보강재 링의 내부면 위에 각지거나 파상형태의 하나 이상의 채널 및 리지와 매칭을 이룰 것이다. 대안적으로 노치 및 보강재 링은 역전된 셰브론 형태를 가질 수 있다. 다른 실시예에서, 노치는 이용될 수 없다. 많은 다른 이러한 형태는 본 발명의 범위에서 벗어나지 아니하고 구현될 수 있다.
도 8은 본 발명의 실시예에서 로드 하의 블레이드 팁 틈새에서의 개선을 도시한다. 도 8을 참고하면, 도 4에서 도시된 것과 같은 보강재 링(304)은 낮은 압력 터빈 케이스(204)에 억지 끼워맞춤되었고, 엔진은 순항 작동 동안과 같이 로드 하에 있다. 내부면(802) 및 외부면(804)을 갖는 낮은 압력 터빈 케이스(204) 및 래비린스 시일(210)은 이들이 보강재 링(304) 없이 있는 경우의 위치를 솔리드 라인(solid line)으로 나타내었다. 낮은 압력 터빈 케이스(204)는 지름이 팽창할 것이고, 래비린스 시일(210)은 블레이드(208)로부터 멀어지도록 이동할 것이며, 이는 넓은 블레이드 팁 틈새(212)를 초래한다. 낮은 압력 터빈 케이스(204) 위의 보강재 링(304)에 의해 가해지는 방사상의 압축력에 의해, 래비린스 시일(210)은 210'로서 환영으로 표시되고, 낮은 압력 터빈 케이스(204)의 외부면(804), 내부면(802), 링(304)은 804', 802', 304'의 환영으로서 위치가 표시되고, 이는 블레이드 팁 틈새(212')를 감소시킨다.
본 발명의 설명의 일 태양에서, LPTC 및 HPTC에서 가열이 의해 일반적으로 일어나는 팽창의 양이 감소되고 결과적으로 블레이드 팁 틈새가 향상될 수 있다. 상기에서 언급된 것처럼, 향상된 블레이드 팁 틈새는 HPTC 및 LPTC에서의 증가된 온도 및 낮아진 EGT 한계 및 엔진 수명에 의해 낮은 사이클 피로 및 부식의 영향을 가속화시킬 수 있다. 일반적으로 큰 가스 터빈 엔진에 대해, 0.010 인치 정도의 블레이드 팁 틈새 감소는 10℃의 EGT 및 1%의 SFC의 감소를 만들 수 있다. 이러한 크기의 향상된 블레이드 팁 틈새는 연간 수백만 달러에 걸친 연료 및 유지 절약을 만들 수 있다. 또한, 감소된 연료 연소는 비행기 방출을 감소시킬 수 있고, 이는 현재 CO2의 총 미국 수송 분야 방출의 13%를 나타낸다. 다른 태야에서, 블레이드 팁 틈새는 순항 상태에서 감소될 수 있고, 이에 의해 SFC 및 EGT 한계 상에서의 중요한 영향을 일으키고 터빈 효율을 향상시킨다. 또한, 보강재 링에 의해 HPTC 및 LPTC의 증가된 외부 표면적은 일정한 실시예에서 냉각을 증가시킬 수 있고 엔진의 사이클 수명을 길게 할 수 있는 낮은 내부 온도를 초래한다. 또 다른 실시예에서, 엔진당 유효 탑재량(payload)의 증가는 블레이드 팁 틈새에서의 향상에 의해 이루어질 수 있다. 화물의 추가적인 양은 출발 및 도착시 수송될 수 있다. 또한, 본 설명의 특징은 값비싼 수동 틈새 제어 선택을 쉽게 대체할 수 있다. 비원형도, 블레이드 팁 틈새, SFC, EGT 또는 오염 발산의 하나 이상에서의 감소는 여기서 설명된 하나 이상의 특징을 이용함에 의해 이루어질 수 있다. 예를 들면, 터빈 케이스 물질보다 더 낮은 열팽창 계수를 갖는 물질로 보강재 링을 제조하는 것은 하나 이상의 이러한 또는 다른 감소를 이루는 것을 촉진할 수 있다. 유사하게, 하나 이상의 이러한 감소 또는 다른 혜택은 동일한 재료로 보강재 링 및 터빈 케이스를 제작함에 의해 이루어질 수 있다.
도 9A, 9B 및 9C는 다른 실시예에서 로킹 너트와 고정되고 유압 너트와 함께 낮은 압력 터빈 케이스 위에 위치한 보강재 링을 갖는 낮은 압력 터빈 케이스의 단면의 개략 단면도를 도시한다. 도 9A를 참고하면, 보강재 링(904)은 내부 블레이드(208) 및 래비린스 시일(210) 근처 또는 이전의 확인된 "핫 스팟" 근처의 위치에서 압력 없이 끼워질 수 있는 크기이고, 이는 그 위치에 위치된다. 다음으로, 유압 너트(902)는 낮은 압력 터빈 케이스(204)에 나사형태로 장착된다. 유압 너트(902)는 보강재 링(904)과 맞물리는 피스톤(906)을 갖는다.
도 9B에서 피스톤(906)은 유압 너트(902)로부터 연장하고, 이는 낮은 압력 터빈 케이스(204)의 큰 지름 단부를 향해 보강재 링(904)을 밀며, 이에 의해 래비린스 시일(210) 및 내부 블레이드(208)에 대해 최적의 위치에 보강재 링(904)을 위치시키고, 결과적으로 간섭 접합을 초래한다. 피스톤(906)이 유압 너트(902)에 의해 연장되는 양은 보강재 링(904)에 의해 원하는 원주 압축력을 만들도록 계산된다.
도 9C에서, 유압 너트(902)는 제거되었고, 로킹 너트(908)는 낮은 압력 터빈 케이스(204) 상의 위치에 나사형태로 부착되었다. 로킹 너트(908)의 보유기(retainer, 910)는 보강재 링(904)과 맞물리고, 이에 의해 보강재 링(904)을 그 위치에 고정시킨다. 이 공정은 터빈 설계에 기초하여 필요에 따라 많은 단계 동안 반복된다. 이러한 실시예는 초과의 무게를 부가할 수 있고 무게가 중요하지 아니한 육상 응용에 대해 가장 적합할 것이다.
도 10은 본 발명의 다른 실시예에서 유압, 전기, 또는 다른 수단에 의해 구동되는 보강재 링을 갖는 낮은 압력 터빈 케이스의 개략도를 도시한다. 도 10을 참고하면, 낮은 압력 터빈 케이스(1000)는 블레이드/래비린스 시일 및/또는 "핫 스팟"과 일치하는 예정된 위치에 위치하는 보강재 C-링(1004)을 갖는다. 이 실시예에서, 보강재 C-링(1004)은 낮은 압력 터빈 케이스(1000) 상에 억지 끼워맞춤되지 않는다. 각각의 보강재 C-링(1004)에 대한 노치는 낮은 압력 터빈 케이스(1000) 안으로 기계가공될 수 있고, 보강재 링은 연속적인 링보다는 C-링이다. 보강재 C-링(1004)의 각각의 단부는 구동 수단(1002)에 링크되고, 구동될 때 함께 보강재 C-링(1004)의 각각의 단부를 끌어당기며, 낮은 압력 터빈 케이스(1000) 상에 방사상의 압축력을 포함하는 압축력을 미친다. 각각의 보강재 C-링(1004)의 내부면 또는 노치 표면, 또는 이 모두는 테프론(상표) 또는 다른 윤활 물질로 코팅될 수 있고, 이에 의해 밀착될 때 미끄러짐을 촉진시킨다.
각각의 구동 수단(1002)은 전기/전자 연결(1006)을 통해 제어기(1008)로 연결된다. 제어기(1008)는 각각의 보강재 C-링(1004, 미도시) 근처에 위치한 다수의 온도 센서로부터 온도 기록을 수신한다. 또한, EGT 온도 기록으로부터 LPTC 온도를 이끌어낼 수 있고 이러한 기록을 제어기(1008)에 대한 피드백으로 사용한다. 낮은 압력 터빈 케이스(1000)를 통해 모니터되는 온도가 올라감에 따라, 제어기(1008)는 온도 데이터를 처리하고, 얼마나 많이 각각의 보강재 C-링(1004)의 단부의 각각이 각각의 구동 수단(1002)에 의해 함께 당겨질 필요가 있는지를 결정하며, 이에 의해 낮은 압력 터빈 케이스(1000) 위에 적절한 원주의 압축력을 미치고, 이로써 최적의 블레이드 팁 틈새를 유지하거나 또는 "핫 스팟" 평형을 맞추는 것과 같은 적절한 이익을 제공하게 된다.
대안적인 실시예에서, C-링 대신에 체인 같은 다수의 조각의 링이 구동 수단(1002)에 의해 서로 결합될 수 있다. 다른 실시예에서, 보강재 링은 케블라(상표)와 같은 비금속 물질의 조각으로 만들어질 수 있다. 케블라(상표)의 내부면 또는 노치 표면, 또는 이 모두는 테프론(상표) 또는 다른 윤활 물질로 코팅될 수 있고, 이에 의해 밀착될 때 미끄러짐을 촉진시킨다.
다양한 특징이 설명되었고, 당업자에 의해 많은 그리고 넓게 다른 실시예 및 응용이 본 발명의 범위로부터 벗어나지 아니하고 제안될 것이다.

Claims (69)

  1. 보강재 링(stiffener ring)의 내부 원주면을 이용하여 가스 터빈 제트 엔진의 터빈 케이스의 외부 원주면을 둘러싸는 단계; 및
    상기 터빈 케이스를 둘러싸는 상기 보강재 링을 이용하여, 상기 내부 원주면의 원주의 길이를 따라, 상기 터빈 케이스의 상기 외부 원주면에 방사상으로 압축력을 가하는 단계를 포함하는, 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 방사상으로 압축력을 가하는 단계가 상기 보강재 링 내부 원주면을 상기 터빈 케이스의 외부 원주면에 억지 끼워 맞춤(shrink interference fitting)하는 단계를 포함하는, 방법.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 방사상으로 압축력을 가하는 단계가, 상기 터빈 케이스의 종방향으로의 변위에 대해 상기 보강재 링을 고정시키는 형태를 갖고 상기 터빈 케이스의 외부 원주면에 의해 형성되는 노치(notch) 내에서 상기 보강재 링 내부 원주면을 밀봉하는 단계를 포함하는, 방법.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스가 회전축을 따라 상기 터빈 케이스 내에서 회전하도록 이루어진 터빈을 둘러싸고, 상기 방사상으로의 압축력이 상기 회전축에 위치한 중심으로 배향되는, 방법.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스가 상기 터빈의 터빈 블레이드(blade)의 팁을 에워싸는 시일(seal)을 가지고, 상기 방사상으로 압축력을 가하는 단계가 상기 시일 및 상기 블레이드 팁 사이의 틈새(clearance)가 예정된 범위 내에 있도록 한정하는, 방법.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스가 제 1 물질로 형성되고, 상기 보강재 링이 상기 터빈 케이스의 상기 제 1 물질과 다른 제 2 물질로 형성되며, 상기 제 2 물질이 상기 터빈의 제 1 물질보다 낮은 열팽창 계수를 갖는, 방법.
  7. 제 5 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스의 상기 외부 원주면에 가해지는 상기 방사상으로의 압축력이, 상기 터빈 케이스의 온도가 올라감에 따라, 상기 보강재 링의 내부 원주면의 원주의 길이를 따라 상기 외부 원주면에 움푹한 곳(indentation)을 형성하는, 방법.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 엔진을 재설계하는 단계를 추가로 포함하고, 이에 의해 상기 방사상으로 압축력을 가하는 단계가 없는 경우의 상기 엔진의 블레이드 팁 틈새와 비교할 때 블레이드 팁 틈새를 감소시키는, 방법.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 방사상으로의 압축력을 가하는 단계가 상기 엔진의 작동 동안,
    a)터빈 케이스 비원형도(out-of-roundness); b)특정 연료 소비; c)상기 터빈의 블레이드 팁 및 상기 터빈 케이스의 내부면 사이의 틈새; d)배기 가스 온도; e)배기 가스 오염 중 하나 이상이 감소되도록 하는, 방법.
  10. 제 1 항에 있어서,
    제 2 보강재 링의 제 2 내부 원주면을 이용하여, 상기 가스 터빈 제트 엔진의 터빈 케이스의 제 2 외부 원주면을 둘러싸는 단계; 및
    상기 터빈 케이스를 둘러싸는 상기 제 2 보강재 링을 이용하여, 상기 제 2 내부 원주면의 원주 길이를 따라, 상기 터빈 케이스의 제 2 외부 원주면에 방사상으로 압축력을 가하는 단계를 추가로 포함하는, 방법.
  11. 가스 터빈 제트 엔진을 작동하기 위한 방법으로서,
    회전축을 따라 터빈 케이스 내에서 터빈을 회전시키는 단계; 및
    상기 터빈 케이스를 둘러싸는 보강재 링을 이용하여 상기 터빈 케이스의 외부 원주면에 방사상으로 압축력을 가하는 단계를 포함하고,
    상기 방사상으로의 압축력이 상기 보강재 링의 내부 원주면의 원주 길이를 따라 가해지고 상기 회전축에 위치한 중심으로 향하는,
    가스 터빈 제트 엔진을 작동하기 위한 방법.
  12. 제 11 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스가 상기 터빈의 터빈 블레이드의 팁을 둘러싸는 시일을 가지고, 상기 방사상으로 압축력을 가하는 단계는 상기 터빈 케이스 내에서 상기 터빈이 회전함에 따라 상기 시일 및 상기 블레이드 팁 사이의 틈새가 예정된 범위 내에 위치하도록 한정하는,
    가스 터빈 제트 엔진을 작동하기 위한 방법.
  13. 제 11 항에 있어서,
    상기 보강재 링을 이용하여, 상기 터빈 케이스로부터 열을 분산시키는 단계를 추가로 포함하는,
    가스 터빈 제트 엔진을 작동하기 위한 방법.
  14. 제 11 항에 있어서,
    상기 엔진을 재설계하는 단계를 추가로 포함하고, 이에 의해 상기 방사상으 로 압축력을 가하는 단계가 없는 경우의 상기 엔진의 블레이드 팁 틈새와 비교할 때 블레이드 팁 틈새를 감소시키는,
    가스 터빈 제트 엔진을 작동하기 위한 방법.
  15. 제 11 항에 있어서,
    상기 방사상으로의 압축력을 가하는 단계가 상기 엔진의 작동 동안,
    a)터빈 케이스 비원형도; b)특정 연료 소비; c)상기 터빈의 블레이드 팁 및 상기 터빈 케이스의 내부면 사이의 틈새; d)배기 가스 온도; e)배기 가스 오염 중 하나 이상이 감소되도록 하는,
    가스 터빈 제트 엔진을 작동하기 위한 방법.
  16. 제 15 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스가 제 1 물질로 형성되고, 상기 보강재 링이 상기 터빈 케이스의 상기 제 1 물질과 다른 제 2 물질로 형성되며, 상기 제 2 물질이 상기 터빈의 제 1 물질보다 낮은 열팽창 계수를 갖는,
    가스 터빈 제트 엔진을 작동하기 위한 방법.
  17. 제 11 항에 있어서,
    제 2 보강재 링의 제 2 내부 원주면을 이용하여, 상기 가스 터빈 제트 엔진의 터빈 케이스의 제 2 외부 원주면을 둘러싸는 단계; 및
    상기 터빈 케이스를 둘러싸는 상기 제 2 보강재 링을 이용하여, 상기 제 2 내부 원주면의 원주 길이를 따라, 상기 터빈 케이스의 제 2 외부 원주면에 방사상으로 압축력을 가하는 단계를 추가로 포함하는,
    가스 터빈 제트 엔진을 작동하기 위한 방법.
  18. 가스 터빈 제트 엔진으로서,
    외부 원주면을 갖는 터빈 케이스;
    상기 터빈 케이스 내에서 회전축을 따라 회전하도록 이루어진 터빈; 및
    내부 원주면의 원주의 길이를 따라 상기 터빈 케이스의 외부 원주면에 방사상으로 압축력을 가하도록 이루어진 상기 내부면을 갖는 보강재 링을 포함하는,
    가스 터빈 제트 엔진.
  19. 제 18 항에 있어서,
    상기 보강재 링이 억지 끼워맞춤으로 상기 터빈 케이스에 부착되고, 상기 억지 끼워맞춤은 상기 보강재 링이 상기 터빈 케이스의 외부 원주면에 상기 방사상으로 압축력을 가하도록 하는,
    가스 터빈 제트 엔진.
  20. 제 18 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스의 외부 원주면이, 상기 터빈 케이스에 대해 종방향으로의 변위에 대해 상기 보강재 링을 고정하고 상기 보강재 링을 수용하도록 이루어진 노치를 형성하는,
    가스 터빈 제트 엔진.
  21. 제 18 항에 있어서,
    상기 방사상으로의 압축력이 상기 회전축에 위치한 중심으로 향하는,
    가스 터빈 제트 엔진.
  22. 제 21 항에 있어서,
    상기 터빈이 터빈 블레이드를 가지고, 각각이 각각의 블레이드의 원심 단부에서 팁을 가지며,
    상기 터빈 케이스가 상기 터빈의 터빈 블레이드의 팁을 둘러싸는 시일을 갖는 내부 원주면을 가지고, 상기 보강재 링에 의해 가해진 방사상으로의 압축력이 상기 시일 및 상기 블레이드 팁 사이의 틈새가 예정된 범위 내에 있도록 한정하는,
    가스 터빈 제트 엔진.
  23. 제 21 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스의 외부 원주면이 상기 터빈 케이스의 종방향으로의 변위에 대해 상기 보강재 링을 고정시키고 상기 고정재 링을 수용하도록 이루어진 노치를 한정하고,
    상기 노치가 상기 터빈 케이스의 내부면 상의 상기 시일과 일치하는 종방향 위치에 있는,
    가스 터빈 제트 엔진.
  24. 제 18 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스가 제 1 물질로 형성되고, 상기 보강재 링이 상기 터빈 케이스의 상기 제 1 물질과 다른 제 2 물질로 형성되며, 상기 제 2 물질이 상기 터빈의 제 1 물질보다 낮은 열팽창 계수를 갖는,
    가스 터빈 제트 엔진.
  25. 제 22 항에 있어서,
    상기 엔진을 재설계하는 것이 상기 방사상으로 압축력을 가하는 단계가 없는 경우의 상기 엔진의 블레이드 팁 틈새와 비교할 때 블레이드 팁 틈새를 감소시키도록 하는,
    가스 터빈 제트 엔진.
  26. 제 22 항에 있어서,
    상기 보강재 링이 a)터빈 케이스 비원형도; b)특정 연료 소비; c)상기 터빈의 블레이드 팁 및 상기 터빈 케이스의 내부면 사이의 틈새; d)배기 가스 온도; e)배기 가스 오염 중 하나 이상이 감소되도록 하는,
    가스 터빈 제트 엔진.
  27. 제 18 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스가 제 2 외부 원주면을 갖고,
    상기 엔진이 제 2 내부 원주면의 원주 길이를 따라 상기 터빈 케이스의 제 2 외부 원주면에 방사상으로의 압축력을 가하도록 이루어진 상기 제 2 내부 원주면을 갖는 제 2 보강재 링을 추가로 포함하는,
    가스 터빈 제트 엔진.
  28. (a) 가스 터빈 제트 엔진의 터빈 케이스의 외부면으로 예정된 위치에 원주 방향으로 하나 이상의 노치를 기계가공하는 단계; 및
    (b) 억지 끼워맞춤을 통해 각각의 상기 하나 이상의 노치에 보강재 링을 위치시키는 단계를 포함하고,
    상기 보강재 링이 원주 압축력을 상기 터빈 케이스에 가하는, 방법.
  29. 제 28 항에 있어서,
    상기 보강재 링을 위치시키는 단계가,
    상기 보강재를 가열시켜 상기 보강재 링의 제 1 내부 지름이 대기 온도에서 상기 하나이상의 노치의 외부 지름보다 큰 제 2 내부 지름으로 증가시키는 단계;
    상기 하나 이상의 노치에 상기 보강재 링을 위치시키는 단계; 및
    상기 보강재 링을 상기 대기 온도로 냉각되게 하여 상기 보강재 링을 상기 제 2 내부 지름으로부터 상기 제 1 내부 지름으로 감소하도록 하며, 상기 하나 이상의 노치의 상기 외부 지름과 마찰 상태를 유지하여(resist) 상기 억지 끼워맞춤을 발생시키는 단계를 추가로 포함하는, 방법.
  30. 제 28 항에 있어서,
    상기 보강재 링을 위치시키는 단계가,
    상기 터빈 케이스를 냉각시켜 상기 하나 이상의 노치의 제 1 외부 지름이 대기 온도에서 상기 보강재 링의 내부 지름보다 작은 제 2 외부 지름으로 감소하도록 하는 단계;
    상기 하나 이상의 노치에 상기 보강재 링을 위치시키는 단계; 및
    상기 터빈 케이스를 상기 대기 온도로 가열시켜 상기 하나 이상의 노치가 상기 제 2 외부 지름으로부터 상기 제 1 내부 지름으로 증가하도록 하며, 상기 보강재 링의 내부 지름과 마찰 상태를 유지하여 상기 억지 끼워맞춤을 발생시키는 단계를 추가로 포함하는, 방법.
  31. 제 28 항에 있어서,
    상기 보강재 링을 위치시키는 단계가,
    상기 보강재 링을 가열시켜 상기 보강재 링의 제 1 내부 지름이 제 2 내부 지름으로 증가하도록 하는 단계;
    상기 터빈 케이스를 냉각시켜 상기 하나 이상의 노치의 제 1 외부 지름이 상기 보강재 링의 제 2 내부 지름 보다 작은 제 2 외부 지름으로 감소시키도록 하는 단계;
    상기 보강재 링을 상기 하나 이상의 노치에 위치시키는 단계;
    상기 보강재 링을 상기 대기 온도로 냉각되도록 하는 단계; 및
    상기 터빈 케이스를 상기 대기 온도로 가열되도록 하는 단계를 포함하고,
    상기 보강재 링이 상기 제 2 내부 지름으로부터 상기 제 1 내부 지름으로 감소하고, 상기 하나 이상의 노치가 상기 제 2 외부 지름으로부터 상기 제 1 외부 지름으로 증가하여, 상기 억지 끼워맞춤을 일으키는, 방법.
  32. 제 28 항에 있어서,
    상기 기계가공하는 단계가,
    상기 터빈 케이스의 내부면 상의 래비린스 시일(labyrinth seal)과 일치하는 위치에서 상기 터빈 케이스의 외부면으로 원주 방향으로 상기 하나 이상의 노치를 기계가공하는 단계를 추가로 포함하는, 방법.
  33. 제 28 항에 있어서,
    상기 기계가공하는 단계가,
    상기 터빈 케이스의 핫 스팟(hot spot)과 일치하는 위치에서 상기 터빈 케이스의 외부면으로 원주 방향으로 상기 하나 이상의 노치를 기계가공하는 단계를 추 가로 포함하는, 방법.
  34. 제 28 항에 있어서,
    상기 하나 이상의 노치의 형태와 매칭되도록 상기 보강재 링을 예정된 형태로 기계가공하는 단계를 추가로 포함하는, 방법.
  35. 제 34 항에 있어서,
    상기 노치 기계가공 단계가 반대의 테이퍼(reverse taper)를 가진 상기 터빈 케이스의 외부면으로 상기 예정된 위치에 원주 방향으로 상기 하나 이상의 노치를 기계가공하는 단계를 포함하고,
    상기 보강재 링 기계가공 단계가 상기 하나 이상의 노치의 상기 반대의 테이퍼와 매칭되도록 내부 지름 상에 상기 보강재 링을 기계가공하는 단계를 포함하는, 방법.
  36. 제 34 항에 있어서,
    상기 노치 기계가공 단계가 셰브론(chevron) 형태로 상기 터빈 케이스의 외부면으로 상기 예정된 위치에서 원주 방향으로 상기 하나 이상의 노치를 기계가공하는 단계를 포함하고,
    상기 보강재 링 기계가공 단계가 상기 보강재 링을 내부 지름 상에 기계가공하여 하나 이상의 노치의 상기 셰브론 형태와 매칭되는 단계를 포함하는, 방법.
  37. 제 34 항에 있어서,
    상기 보강재 링 기계가공 단계가 상기 보강재 링의 상부면을 기계가공하는 단계를 포함하고, 이에 의해 상기 보강재 링이 상기 하나 이상의 노치에 위치할 때 상기 보강재 링의 상부면이 상기 터빈 케이스의 외부면과 동일 높이인, 방법.
  38. 제 34 항에 있어서,
    상기 보강재 링 기계가공 단계가 니켈계 초합금의 상기 보강재 링을 기계가공하는 단계를 포함하는, 방법.
  39. 제 34 항에 있어서,
    상기 보강재 링 기계가공 단계가 상기 터빈 케이스 물질과 다른 물질의 상기 보강재 링을 기계가공하는 단계를 포함하고, 상기 보강재 링의 물질이 상기 터빈 케이스의 물질보다 낮은 열팽창 계수를 갖는, 방법.
  40. 제 34 항에 있어서,
    상기 노치 기계가공 단계가, 제 1 방향으로 상기 터빈 케이스의 외부면으로 상기 하나 이상의 노치를 기계가공하는 단계를 포함하고, 다수의 그루브(groove)가 상기 제 1 방향으로 상기 외부면 위에 정렬되고 형성되며,
    상기 보강재 링 기계가공 단계가 제 2 방향으로 상기 보강재 링의 내부면을 기계가공하는 단계를 포함하고, 다수의 그루브가 상기 제 2 방향으로 상기 내부면 위에 정렬되어 형성되며,
    상기 하나 이상의 노치의 외부면 및 상기 보강재 링의 내부면이 함께 위치할 때, 상기 하나 이상의 노치의 외부면 위의 상기 다수의 그루브 및 상기 보강재 링의 내부면 위의 상기 다수의 그루브가 서로에 대해 그물눈 방법으로(in a cross-hatch manner) 정렬되고, 상기 하나 이상의 노치 내에서 상기 보강재 링의 회전을 위한 포텐셜(potential)을 감소시키고 상기 보강재 링 및 상기 하나 이상의 노치 사이의 마찰력을 증가시키는, 방법.
  41. 가스 터빈 제트 엔진용 장치로서, 상기 장치가,
    예정된 위치에서 상기 가스 터빈 제트 엔진의 터빈 케이스의 외부면으로 원주 방향으로 기계가공된 하나 이상의 노치를 한정하는 상기 외부면을 갖는 상기 터빈 케이스; 및
    억지 끼워맞춤을 통해 상기 하나 이상의 노치의 각각에 위치하는 보강재 링을 포함하고,
    상기 보강재 링이 상기 터빈 케이스에 대해 원주방향의 압축력을 가하는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  42. 제 41 항에 있어서,
    상기 보강재 링의 제 1 내부 지름이 대기 온도에서 상기 하나 이상의 노치의 외부 지름보다 큰 제 2 내부 지름으로 증가되도록 상기 보강재 링을 가열하기 위한 수단을 추가로 포함하고,
    상기 보강재 링이 상기 하나 이상의 노치에 위치한 후, 상기 보강재 링이 상기 대기 온도로 냉각되어 상기 보강재 링이 상기 제 2 내부 지름으로부터 상기 제 1 내부 지름으로 감소되도록 하게 하며, 상기 하나 이상의 노치의 상기 외부 지름과 마찰 상태를 유치하게 하여 상기 억지 끼워맞춤을 일으키는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  43. 제 41 항에 있어서,
    상기 하나 이상의 노치의 제 1 외부 지름이 대기 온도에서 상기 보강재 링의 내부 지름보다 작은 제 2 외부 지름으로 감소하도록 상기 터빈 케이스를 냉각시키기 위한 수단을 추가로 포함하고,
    상기 보강재 링을 상기 하나 이상의 노치에 위치시킨 후, 상기 터빈 케이스가 상기 대기 온도로 가열되어 상기 하나 이상의 노치를 상기 제 2 외부 지름으로부터 상기 제 1 외부 지름으로 증가하도록 하되, 상기 보강재 링의 상기 내부 지름과 마찰 상태를 유지하게 하여 상기 억지 끼워맞춤을 일으키는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  44. 제 41 항에 있어서,
    상기 보강재 링의 제 1 내부 지름을 제 2 내부 지름으로 증가시키도록 하는 상기 보강재 링을 가열하기 위한 수단; 및
    상기 하나 이상의 노치의 제 1 외부 지름이 상기 보강재 링의 상기 제 2 지름보다 작은 제 2 외부 지름으로 감소되도록 상기 터빈 케이스를 냉각시키기 위한 수단을 포함하고,
    상기 보강재 링이 상기 하나 이상의 노치에 위치한 후, 상기 보강재 링이 상기 대기 온도로 냉각되고 상기 터빈 케이스가 상기 대기 온도로 가열되며, 상기 보강재 링이 상기 제 2 내부 지름으로부터 상기 제 1 내부 지름으로 감소되도록 하고, 상기 하나 이상의 노치가 상기 제 2 외부 지름으로부터 상기 제 1 외부 지름으로 증가되도록 하여 상기 억지 끼워맞춤을 일으키는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  45. 제 41 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스의 상기 외부면으로 상기 하나 이상의 노치를 지름 방향으로 기계가공하기 위한 상기 예정된 위치가 상기 터빈 케이스의 내부면 상의 래비린스 시일과 일치하는 위치인,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  46. 제 41 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스의 상기 외부면으로 상기 하나 이상의 노치를 지름 방향으로 기계가공하기 위한 상기 예정된 위치가 상기 터빈 케이스의 핫 스팟과 일치하는 위치인,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  47. 제 41 항에 있어서,
    상기 보강재 링이 상기 하나 이상의 노치의 형태와 매칭되도록 기계가공된 예정된 형태를 추가로 포함하는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  48. 제 41 항에 있어서,
    상기 노치가 상기 하나 이상의 노치 안으로 기계가공된 반대의 테이퍼를 가지고, 상기 보강재 링이 상기 보강재 링의 내부 지름 상에 기계가공된 매칭되는 반대의 테이퍼를 갖는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  49. 제 41 항에 있어서,
    상기 하나 이상의 노치 안으로 기계가공된 셰브론 형태; 및
    상기 보강재 링의 내부 지름 상에 기계가공된 매칭되는 셰브론 형태를 추가로 포함하는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  50. 제 41 항에 있어서,
    상기 보강재 링이,
    상기 보강재 링이 상기 하나 이상의 노치에 위치할 때 상기 보강재 링의 상부면이 상기 터빈 케이스의 상기 외부면과 동일 높이에 있도록 기계가공된 상기 보강재 링의 상부면을 추가로 포함하는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  51. 제 41 항에 있어서,
    상기 보강재 링이 니켈계 초합금으로 기계가공되는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  52. 제 41 항에 있어서,
    상기 보강재 링이 상기 터빈 케이스의 재료와 다른 재료로 기계가공되고, 상기 재료가 상기 터빈 케이스의 재료보다 낮은 열팽창계수를 갖는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  53. 제 41 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스의 상기 하나 이상의 노치가 기계가공된 외부면을 가지고, 상기 하나 이상의 노치의 기계가공된 외부면 위에 제 1 방향으로 정렬된 다수의 그루브를 한정하고,
    상기 보강재 링이 상기 보강재 링의 기계가공된 내부면 상에 제 2 방향으로 정렬된 다수의 그루브를 한정하는 기계가공된 내부면을 가지며,
    상기 하나 이상의 노치의 외부면 및 상기 보강재 링의 내부면이 서로 억지 끼워맞춤할 때, 상기 하나 이상의 노치의 외부면 상의 상기 다수의 그루브 및 상기 보강재 링의 내부면 상의 상기 다수의 그루브가 서로에 대해 그물눈 방법으로 정렬되고, 상기 하나 이상의 노치 내에서 상기 보강재 링의 회전을 위한 포텐셜을 감소시키고 상기 보강재 링 및 상기 하나 이상의 노치 사이의 마찰력을 증가시키는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  54. (a) 가스 터빈 제트 엔진의 터빈 케이스의 외부면으로 예정된 위치에서 원주 방향으로 하나 이상의 노치를 기계가공하는 단계;
    (b) 상기 하나 이상의 노치의 각각에 보강재 링을 위치시키는 단계로서, 상기 보강재 링이 제 1 단부 및 제 2 단부를 가지는 단계;
    (c) 상기 보강재 링의 상기 제 1 단부 및 제 2 단부를 구동기에 링크시키는 단계; 및
    (d) 상기 구동기를 구동시켜 상기 보강재 링의 상기 제 1 및 제 2 단부를 함께 당기는 단계를 포함하고,
    상기 보강재 링이 상기 터빈 케이스에 원주방향의 압축력을 가하는, 방법.
  55. 제 54 항에 있어서,
    상기 기계가공하는 단계가, 상기 터빈 케이스의 내부면 상의 래비린스 시일과 일치하는 위치에서 상기 터빈 케이스의 외부면으로 원주 방향으로 상기 하나 이상의 노치를 기계가공하는 단계를 추가로 포함하는, 방법.
  56. 제 54 항에 있어서,
    상기 기계가공하는 단계가, 상기 터빈 케이스의 핫 스팟과 일치하는 위치에서 상기 터빈 케이스의 외부면으로 원주 방향으로 상기 하나 이상의 노치를 기계가공하는 단계를 추가로 포함하는, 방법.
  57. 제 54 항에 있어서,
    상기 하나 이상의 노치의 형태와 매칭되도록 예정된 형태로 상기 보강재 링을 기계가공하는 단계를 추가로 포함하는, 방법.
  58. 제 54 항에 있어서,
    니켈계 초합금으로 상기 보강재 링을 기계가공하는 단계를 추가로 포함하는, 방법.
  59. 제 54 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스의 재료와 다른 재료로 상기 보강재 링을 기계가공하는 단계를 추가로 포함하고,
    상기 보강재 링의 물질이 상기 터빈 케이스의 물질보다 낮은 열팽창 계수를 갖는, 방법.
  60. 제 54 항에 있어서,
    전기적 연결을 통해 제어기를 상기 구동기에 연결하는 단계;
    상기 제어기에서, 상기 보강재 링 근처에 위치한 다수의 온도 센서로부터 다수의 온도 기록을 수신하는 단계; 및
    상기 다수의 온도 기록을 상기 제어기에 의해 처리하여 상기 터빈 케이스 위에 예정된 원주방향의 압축력을 미치도록 얼마나 많이 상기 보강재 링의 상기 제 1 및 제 2 단부를 함께 당길 것인지를 결정하는 단계를 추가로 포함하는, 방법.
  61. 제 54 항에 있어서,
    상기 보강재 링이 C-링, 다수의 조각으로된 링과 같은 체인, 및 비금속 물질의 조각 중 하나인, 방법.
  62. 가스 터빈 제트 엔진용 장치로서, 상기 장치가,
    예정된 위치에서 상기 가스 터빈 제트 엔진의 터빈 케이스의 외부면으로 원주 방향으로 기계가공된 하나 이상의 노치를 형성하는 상기 외부면을 갖는 상기 터빈 케이스;
    제 1 및 제 2 단부를 가지며 상기 하나 이상의 노치의 각각에 위치하는 보강 재 링;
    구동기를 포함하고,
    상기 제 1 및 제 2 단부가 상기 구동기에 링크되며, 구동될 때 상기 구동기가 상기 제 1 및 제 2 단부를 함께 당기도록 이루어지고,
    상기 보강재 링이 상기 터빈 케이스에 원주방향으로 압축력을 가하는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  63. 제 62 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스가 내부면 및 상기 내부면 상에 래비린스 시일을 가지고, 상기 터빈 케이스의 외부면으로 원주방향으로 상기 하나 이상의 노치를 기계가공하기 위한 상기 예정된 위치가 상기 터빈 케이스의 내부면 상에 상기 래비린스 시일과 일치하는 위치인,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  64. 제 62 항에 있어서,
    상기 터빈 케이스가 핫 스팟을 가지고, 상기 터빈 케이스의 외부면으로 원주방향으로 상기 하나 이상의 노치를 기계가공하기 위한 상기 예정된 위치가 상기 터빈 케이스의 핫 스팟과 일치하는 위치인,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  65. 제 62 항에 있어서,
    상기 보강재 링이 상기 하나 이상의 노치의 형태와 매칭되도록 예정된 형태를 추가로 포함하는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  66. 제 62 항에 있어서,
    상기 보강재 링이 니켈계 초합금으로 기계가공된,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  67. 제 62 항에 있어서,
    상기 보강재 링이 상기 터빈 케이스의 물질과 다른 물질로 기계가공되고, 상기 보강재 링의 재료가 상기 터빈 케이스의 재료보다 낮은 열팽창 계수를 가지는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  68. 제 62 항에 있어서,
    전기적 연결을 통해 상기 구동기에 연결된 제어기; 및
    상기 보강재 링 근처에 위치한 다수의 온도 센서를 포함하고,
    상기 제어기가 상기 다수의 온도 센서로부터 다수의 온도 기록을 수신하도록 이루어지며,
    상기 제어기가 상기 다수의 온도 기록을 처리하도록 이루어지고, 이에 의해 상기 터빈 케이스 위에 예정된 원주 방향의 압축력을 미치도록 상기 구동기에 의해 상기 보강재 링의 상기 제 1 및 제 2 단부를 함께 얼마나 많이 당길지를 결정하는,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
  69. 제 62 항에 있어서,
    상기 보강재 링이 C-링, 다수의 조각으로된 링과 같은 체인, 및 비금속 물질의 조각 중 하나인,
    가스 터빈 제트 엔진용 장치.
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