KR20070051749A - 능동형 블레이드 팁 간극 조절 시스템, 터빈 밀봉 공기시스템과 능동형 간극 조절 시스템의 통합 시스템 및블레이드 팁 간극 조절 방법 - Google Patents

능동형 블레이드 팁 간극 조절 시스템, 터빈 밀봉 공기시스템과 능동형 간극 조절 시스템의 통합 시스템 및블레이드 팁 간극 조절 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR20070051749A
KR20070051749A KR1020060112482A KR20060112482A KR20070051749A KR 20070051749 A KR20070051749 A KR 20070051749A KR 1020060112482 A KR1020060112482 A KR 1020060112482A KR 20060112482 A KR20060112482 A KR 20060112482A KR 20070051749 A KR20070051749 A KR 20070051749A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
air
turbine
compressor
blade tip
active
Prior art date
Application number
KR1020060112482A
Other languages
English (en)
Other versions
KR101327101B1 (ko
Inventor
데이비드 리치
더글라스 프랭크 비디
타기르 로버트 니그마툴린
브라이터니 디스
제스 이 트라웃
다니엘 워
Original Assignee
제너럴 일렉트릭 캄파니
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 제너럴 일렉트릭 캄파니 filed Critical 제너럴 일렉트릭 캄파니
Publication of KR20070051749A publication Critical patent/KR20070051749A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101327101B1 publication Critical patent/KR101327101B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/10—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using sealing fluid, e.g. steam
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

본 발명은 능동형 간극 조절 시스템에 관한 것으로서, 산업용 가스 터빈과 압축기에서 블레이드 팁 간극를 조절하도록 압축기 수축 공기(76, 82)를 사용한다. 공기의 흐름(82)은 냉각 및 밀봉 공기 회로(74)로부터 취해지고 능동형 간극 조절을 위해 사용되도록 회수된다. 사용된 간극 조절 공기는, 냉각 및 밀봉 목적으로 가스 터빈의 고온 가스 경로로 재유입(90, 92)된다.
터빈, 간극, 블레이드, 압축기

Description

능동형 블레이드 팁 간극 조절 시스템, 터빈 밀봉 공기 시스템과 능동형 간극 조절 시스템의 통합 시스템 및 블레이드 팁 간극 조절 방법{INTEGRATED TURBINE SEALING AIR AND ACTIVE CLEARANCE CONTROL SYSTEM AND METHOD}
도 1은 가스 터빈의 일부를 통해 내측 및 외측 쉘 부분을 도시한 부분 단면도,
도 2는 관련 기술에 따른 디자인의 간극 조절 시스템의 개략도,
도 3은 본 발명을 구현한 간극 조절 시스템의 개략도.
본 발명은 능동형 간극 조절 시스템(active clearance control system)을 구비한 가스 터빈에 관한 것이다.
본 발명에 참조로 인용된 미국 특허 제 5,685,693호는 특정 단(stages)의 회전부를 지지하는 내측 쉘(shell)을 감싸는 터빈 외측 쉘를 가진 공업용 가스 터빈을 개시하고 있다. 특히, 내측 쉘은 제 1 및 제 2 단 노즐뿐만 아니라 제 1 및 제 2 슈라우드(shroud)를 지지한다. 외측 쉘은 다른 단의 노즐 및 슈라우드를 직접 지지한다. 각각 내측 및 외측 쉘은 원주 방향으로 뻗어있는 영역으로, 로터 축에서 전형적으로 각각 180°의 2개의 원주 방향의 반부(halves)(상부 및 하부)로 형성된다는 것을 알 수 있을 것이다. 상기 특허에서, 내측 쉘은 내측 및 외측 쉘 사이에서 연장되는 핀에 의해, 서로에 대해 쉘이 원주 방향, 축방향 및 반경 방향으로 이동하는 것을 방지하도록 하는 방식으로 지지되는 한편, 외측 쉘에 대해 내측 쉘이 반경 방향으로 팽창 및 수축되도록 하여 슈라우드와 버킷 팁(bucket tip) 사이에서 간극을 조절하도록 한다.
상술한 특허에서, 간극 조절 시스템은 각각의 내측 쉘 반분들에서 한쌍의 플리넘(plenum)을 포함하고, 플리넘은 통로에 의해 서로 연결된다. 특히, 각각의 내측 쉘 반분에 있어서, 제 1 또는 전방 플리넘은 제 1 단 슈라우드 및 버킷 팁을 덮으며, 냉각 공기를 수용하는 유입부를 가지며, 냉각 공기는 플리넘 주변에서 내측 쉘 반분의 중간선에서 원주 방향으로 유동된다. 완전히 대향된 중간선을 따른 축방향으로 뻗어있는 통로는 전방 플리넘으로부터 제 2 단 슈라우드 및 버킷을 덮은 유사한 원주방향으로 연장되는 후방 플리넘(aft plenum)으로 다시 뻗어있다. 상기 후방 플리넘에는 유출부가 제공된다. 이에 따라 외측 공기 소스로부터의 정상 상태 조작에서 냉각 공기는 제 1 단 플리넘 유출부로 공급되어 플리넘 둘레에서, 중간선을 따라 축방향으로 그리고 제 2 단 플리넘 둘레에서 유출부로 유동되도록 된다. 열 매질이 기술된 열 도관에서 유동됨에 의해, 내측 쉘은 열 매질의 유동에 응답하여 반경 방향으로 수축되고 팽창될 수 있다.
결과적으로, 열 팽창 또는 열 수축을 제 1 및 제 2 단의 버킷의 팁에 대해 내측 쉘의 반경 방향으로 조절함으로써 팁 간극를 조절할 수 있다. 양수인에 의해 보다 개선된 가스 터빈을 도입하였지만, 내측 쉘 냉각 도관을 개선시킬 필요성이 나타났다.
또한 본 발명에 참조로 기술된 미국 특허 제 6,422,807호에는 다른 간극 조절 시스템이 기술되어 있다. 가스 터빈 디자인은 서로 소통되는 플리넘을 포함하는 전방 및 후방 영역을 각각 가진 내측 쉘 반분들을 가진 내측 쉘을 구비하여 열 매질이 하나의 영역에 공급되어 다른 영역으로 축방향으로 유동되고, 다시 한 영역으로 되돌려지도록 유동된다. 특히, 각각의 내측 쉘 반분에 있어서, 열 매질은 유입부에 의해 공급되어 제 1 내측 쉘 반분 영역의 제 1 플리넘에서 주변 방향에서 유동되고, 일반적으로 그 내부에서 주변 방향으로의 유동되도록 제 2 영역의 제 1 플리넘과 소통되는 제 1 셋트의 통로를 따라 축방향을 따라 유동된다. 제 2 영역의 제 1 플리넘은 제 2 영역의 제 2 플리넘과 소통되어, 유동 방향이 전환되어 제 2 영역에서 주변 방향으로 그리고 축방향 통로의 제 2 셋트를 따라 내측 쉘의 중간선을 따라 제 1 영역의 제 2 플리넘으로 유동되도록 한다. 유동은 제 1 영역의 제 2 플리넘에서 주변방향으로 뻗어있는 제 2 통로부에 유입되어 열 매질 공급부에서 배출되고 회수된다.
조합된 싸이클의 최대 출력 및 효율은, 가스 터빈 블레이드 팁 간극이 로 드(load) 및 주변 온도 범위에서 가능한 한 단단하게 밀봉되게 유지될 때 달성된다. 이에 따라, 가스 터빈 및 압축기 블레이드 팁 간극을 능동적으로 조절하는 시스템을 갖추는 것이 바람직하다.
이에 따라, 본 발명은 가스 터빈 및 압축기 조립체에서 블레이드 팁 간극를 조절하는 능동형 블레이드 팁 간극 조절 시스템을 구현하는 것에 관한 것으로서, 이것은 압축기 블리드 공기(bleed air)의 흐름을, (1) 내부 터빈 쉘 및 (2) 압축기 배출 케이싱 들 적어도 하나에 형성된 통로를 통해 순환하도록, 내부의 블레이드 팁 간극를 능동적으로 조절하도록 하는 유동 경로; 및 사용된 조절 공기를, (1) 가스 터빈의 외측벽 공동 및 (2) 가스 터빈 배기부들 중 적어도 하나로 배출되도록 하는 유동 경로를 포함한다.
또한, 본 발명은 가스 터빈 및 압축기 조립체에서 블레이드 팁 간극을 조절하는 방법에 관한 것으로서, 압축기 블리드 공기의 흐름을, (1) 내측 터빈 쉘 및 (2) 압축기 배출 케이싱 들 중 하나 이상을 통해 순환되도록 하여 내부의 블레이드 팁 간극를 능동적으로 조절하도록 하는 조정 단계; 사용된 조절 공기를, (1) 가스 터빈의 외측 측벽 공동 및 (2) 가스 터빈 배출부 들 중 하나 이상으로 배출하도록 하는 배출 단계를 포함한다.
본 발명의 또 다른 실시예에 따라, 가스 터빈이 압축기 블레이드 팁 간극를 조절하도록 가스 터빈 냉각 및 밀공 공기 시스템과 일체화된 간극 조절 시스템이 구비된다. 보다 구체적으로는, 본 발명의 또 다른 실시예에 있어서, 일체식 터빈 밀봉 공기 및 능동형 간극 조절 시스템이 터빈에 제공되며, 터빈은 압축기 배출 케 이싱을 구비한 압축기를 구비하고 있고, 터빈 단(stage)의 훼닝(fonning) 파트에 지지된 축방향 이격 버킷을 구비한 로터를 갖추고 있고, 외측 구획 쉘, 상기 단의 상기 버킷의 각각의 팁 주변의 상기 터빈 단 및 슈라우드의 다른 파트를 형성하도록 지지되는 노즐을 구비한 로터 둘레의 내측 쉘, 및 상기 내측 쉘의 열 운동을 조절하도록 열 매질을 유동시키는 상기 내측 쉘에 형성된 통로를 갖추고 있으며, 상기 시스템은 버킷 냉각 및 밀봉 들 중 하나 이상을 위해 압축기로부터 터빈 쉘로 압축기 블리드 공기를 조절할 수 있는 냉각 및 밀봉 공기 경로; 및 상기 압축기 블리드 공기의 일부를 조정하도록 상기 냉각 및 밀봉 공기 통로와 선택적 유동 소통되는 능동형 간극 조절 경로를 포함하여, (1) 상기 터빈의 제 1 단 및 제 2 단 중 하나 이상의 축 방향 위치의 일부분에 해당되는 제 1 축방향 위치에서의 내측 쉘의 통로 및 (2) 상기 압축기 배출 케이싱 중 하나 이상으로 그리고 이것을 통해 순환되도록 하여, 내부의 블레이드 간극을 능동적으로 조절하도록 한다.
본 발명의 이러한 목적 및 장점 및 다른 목적 및 장점은, 첨부된 도면을 도면과 결합하여 취해진 본 발명의 바람직한 전형적인 실시예의 다음의 상세한 설명을 주의 깊게 연구함에 의해 더욱 완전하게 이해하게 될 것이다.
도면, 특히 도 1을 참조로, 본 발명에 포함되는 가스 터빈의 일부를 예시하였다. 상기 터빈은 단지 일부분이 예시되어 있으며, 터빈 휠(14, 16, 18)을 포함하는 로터(12)를 구비하며, 각각 원형 배열의 버킷들을 지지하고, 휠(14, 16)에 대 한 버킷(20, 22)을 예시한다. 스페이서 또는 디스크(24, 26)는 휠 사이에 개재되고 겹쳐진 휠과 스페이서는 볼트(23)에 의해 서로 볼트 결합되어 로터(12)를 형성한다. 또한 노즐은 휠의 버킷들과 교번하여 원주 방향 배열로 정렬되어 있으며, 이러한 노즐(28, 30, 32)이 도시된다. 가스 터빈의 단들의 수에 따라, 터빈은 제 1 단, 제 2 단, 제 3단 등으로 이루어지고, 터빈의 제 1 단은 노즐(28) 및 버킷(20); 제 2단은 노즐(30) 및 버킷(22)을 포함하고, 제 3 단은, 노즐(32)과 휠(18)에 대한 버킷을 포함한다는 것을 알 수 있을 것이다.
가스 터빈은 외측 구조 구획 쉘(34) 및 내측 쉘(36)을 구비한다. 각각의 외측 쉘 및 내측 쉘은 수평선을 따라 결합되는 반원 영역으로 형성되고, 외측 및 내측 쉘들의 상부 반분들이 예시되었다. 내측 쉘(36)은 핀(52)에 의해 외측 쉘(34)에 대해 반경 방향으로 수축 및 팽창되도록 각각 설치된 전방 및 후방 쉘 영역(38,40)을 구비하고 있다. 상기 내측 쉘 및 외측 쉘을 서로 설치하기 위한 핀들의 배치가 미국 특허 제 5,685,693호에 기술되어 있다. 내측 쉘은 각각 전방 및 후방 쉘에 의해 지지된 슈라우드(42 및 44) 사이에서 간극을 조정할 수 있도록 로터에 대해 조절되는 방식으로 팽창 및 확대할 수 있으면 충분한다. 이에 따라, 내측 쉘은 해당 단들의 버킷, 예를 들어 버킷(20 및 22)의 팁에 대해 반경 방향으로 조절이 가능하다.
이것은 예를 들어, 터빈이 시동되는 동안, 가열된 공기는 내측 쉘 반분들의 다양한 통로에서 순환되도록 공급되어 내측 쉘을 반경 방향으로 팽창시키고 그리고 슈라우드를 버킷의 팁보다 더 외측으로 반경 방향으로 변위되도록 한다. 이에 따 라 내측 쉘은 로터 보다 더 큰 속도로 가열되어 시동되는 동안 슈라우드와 버킷 팁 사이에서 적절한 간극이 유지되도록 보장할 수 있다는 것을 알 수 있을 것이다. 정상 상태로 조작함에 있어서, 내측 쉘에 공급되는 공기의 온도는 버킷 팁에 대해 내측 쉘을 수축되거나 또는 팽창시켜서 슈라우드와 버킷 팁 사이의 간극을 최소화할 수 있도록 하고, 터빈 조작의 효율을 개선시키도록 한다. 터빈이 정지하는 동안, 터빈 팁과 슈라우드 사이의 접촉을 피할 수 있도록 내측 쉘의 수축 속도를 로터와 버킷의 수축 속도보다 작게 유지하여 하는 것이 중요하다. 결국, 열 매질의 온도는 정지하는 동안 조절된 팁 간극이 유지되도록 조정될 수 있다.
관련 기술에 따른 간극 조절 시스템은 주변 공기에 특정 압력을 가하고, 이것을 가스 터빈 모드를 기초로 한 설정 온도로 가열하고, 그리고 공기를 내측 가스 터빈 쉘과 압축기 배출 케이싱을 통해 순환시키도록 한다. 이러한 시스템은 도 2에 개략적으로 도시하였고, 가스 터빈과 압축기의 블레이드 팁 간극을 조절하는데 사용된다. 언급한 바와 같이, 시스템은 주변 공기를 취하여 충전(charging) 압축기(54)를 통해 압축시킨다. 주변 공기는 질량 유동 속도가 특정 장치 배출 온도에서 설정 점에 이르게 될 때까지 연속해서 압축되어 시스템에 부가된다. 그리고 이 공기는, 순환 압축기(58)를 통해 내측 터빈 쉘(ITS) 및 압축기 배출 케이싱(CDC)을 구비한 패쇄 루프 장치를 통해 순환된다. CDC에서 배출되는 공기는 순환 압축기(58)의 유입 온도 요구에 맞추어지도록 열 교환기(60)에서 냉각되고, 그리고 가스 터빈 압축기 배출 온도를 토대로 한 장치 온도 설정점으로 (62)에서 재가열된다.
도 2에 개략적으로 도시한 것에서 이해할 수 있는 바와 같이, 간극 조절 시스템의 내부의 형태는 충전 압축기(54), 순환 압축기(58), 가열기(62), 열교환기(60) 및 수분 분리기(64)를 포함하는 모듈로 이루어진다. 만약 보다 고온의 가압된 공기 소스가 능동형 간극 조절을 위해 사용되는 것이 확인된다면, 도 2의 시스템에 포함된 대부분의 부재들은 생략될 수 있다. 고온 가압 공기를 능동형 간극 조절을 이루는데 사용하는 더 간단한 해결책을 제공함에 의해, 상기 제안된 바와 같은, 시스템으로부터 복잡한 하드웨어를 생략하여 시스템의 신뢰성을 개선시킬 것이다. 나아가, 가스 터빈이 시동되는 동안 그리고 기초 로드에서, 도 2에 예시된 바와 같은 간극 조절 시스템은 성능 손실이 결과되는 상당한 양의 보조 동력을 소모할 것이다. 대부분의 부재들이 본원에 제안된 바와 같이 생략된다면, 보조 동력이 상당하게 감소될 것이다.
본 발명에서 가스 터빈 및 압축기 블레이드 팁 간극을 조절하도록, 가스 터빈 냉각 및 밀공 공기 시스템이 일체화된 간극 조절 시스템 배치가 제안되어 있다. 본 발명의 일 실시예에 따른 배치를 도 3에 개략적으로 도시하였다.
특히, 압축기(70) 및 내측 터빈 쉘(72)이 개략적으로 도시된 도 3을 참조하면, 냉각 및 밀공 공기 시스템(74)이 참조번호(78)로 지시된 바와 같은 버킷 냉각 및 밀봉을 위해 냉각 공기 경로(76)를 통해서 압축기 블리드 공기를 조정하도록 구비된다. 간극 조절 시스템은 참조번호(80)로 개략적으로 기술하였으며, 전형적인 냉각 및 밀봉 공기 회로(74)로 부터 취해진 압축기 블리드 공기의 흐름(82)을 수용하고, 능동형 간극 조절을 위해 사용된다. 기초 로드 조작을 이루기 위해서는 추 출 공기를 요구된 온도로 냉각시키도록 하는 열 교환기(84)가 구비된다.
블리드 공기가 의도한 양의 열 전달을 이루기 위해서 내측 터빈 쉘(72)에 의해 요구된 온도에 이르게 될 때, 온도 조절된 공기가 참조번호(86)로 개략적으로 도시된 바와 같이 내측 터빈 쉘(ITS)을 통해 그리고 참조번호(88)로 개략적으로 도시된 바와 같이 압축기 배출 케이싱(CDC)으로 순환되어 미국 특허 제 6,422,807호에 예시된 바와 같은 가스 터빈 블레이드 팁 간극을 능동적으로 조절하도록 한다. 공기가 내측 터빈 쉘과 압축기 배출 케이싱을 통해 순환될 때, 참조번호(90)과 같이 가스 터빈 외측 측벽 공동(OSWC : Outer Side Wall Cavity)으로 및/또는 참조번호(92)와 같이 배출부로 배출된다. 도시된 바와 같이, 전형적인 냉각 및 밀봉 공기 회로(74) 및 본 발명의 일 실시예에 따라 부가된 간극 조절 시스템(80)의 양측에서 복합 조절 밸브(94)가 구비되어 압축기 블리드 공기의 유동을 조절하고, 터빈의 외측 벽 공동과 배출부로의 공기 유동을 조절한다.
본 발명의 간극 조절 시스템에서 이해할 수 있는 바와 같이, 새로운 디자인은 복합 간극 조절 스키드(skid)에 대한 필요성을 제거하여 고가의 하드웨어에 대한 필요성을 감소시킨다. 더욱이, 도 3에 예시된 시스템에 포함된 열 교환기(36)는 상대적으로 작으며 결과적으로 제안된 시스템은 스키드를 하우징하는데 필요되는 동력 플랜트에서의 추가적인 공간을 소비하지 않는다. 또한, 도 3에 도시된 디자인은 복합 하드웨어 부재의 수가 적으며 하드웨어 도구 사용이 적기 때문에, 간극 조절 시스템의 신뢰성이 개선된다. 마지막으로, 본 발명을 구현하는 간극 조절 시스템은 가스 터빈 성능을 개선시키는데, 이것은 베이스 로드에서 간극 조절 시스 템에 의해 소모되는 보조 동력의 양을 감소시키기 때문이다.
본 발명은 가장 실제적이고 바람직한 실시예인 것으로 고려되는 것과 조합하여 기술하였지만, 본 발명은 기술된 실시예에 제한되는 것은 아니며, 첨부된 청구항의 정신 및 범위내에 포함된 다양한 변형예 및 동등한 장치를 포함할 수 있음을 알 수 있을 것이다.
본 발명에서는 가스 터빈 및 압축기 블레이드 팁 간극을 능동적으로 조절하는 시스템을 구비함으로써, 가스 터빈 블레이드 팁 간극이 로드 및 주변 온도 범위에서 가능한 한 단단하게 밀봉되게 유지시켜, 조합된 싸이클의 최대 출력 및 효율을 달성할 수 있는 효과가 있다.

Claims (11)

  1. 가스 터빈과 압축기 조립체의 블레이드 팁들 사이에서 간극을 조절하기 위한 능동형 블레이드 팁 간극 조절 시스템(80)에 있어서,
    압축기 블리드 공기의 흐름을, ① 내측 터빈 쉘(ITS : Inner Turbine Shell)과 ② 압축기 배출 케이싱(CDC : Compressor Discharge Casing) 중 적어도 하나에 형성된 통로(86, 88)를 통해 순환되도록 지향시켜, 내부의 블레이드 팁 간극를 능동적으로 조절하도록 하는 유동 경로(82)와,
    ① 사용된 조절 공기를 가스 터빈의 외측 측벽 공동과 ② 가스 터빈 배출부 중 적어도 하나로 배출(90, 92) 시키도록, 지향시키는 유동 경로를 포함하는
    능동형 블레이드 팁 간극 조절 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 압축기 블리드 공기의 흐름을 조정하는 상기 유동 경로(82)가, 상기 가스 터빈용의 냉각 및 밀봉 공기 회로(74)에서 압축기 블리드 공기용의 유동 경로(76)와 유동 소통되는
    능동형 블레이드 팁 간극 조절 시스템.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 압축기 블리드 공기의 흐름(82)의 온도를 선택적으로 조절하는 열 교환 기(84)를 더 포함하는
    능동형 블레이드 팁 간극 조절 시스템.
  4. 터빈용 밀봉 공기 시스템(74)과 능동형 간극 조절 시스템(80)의 통합 시스템으로서, 압축기 배출 케이싱(CDC)을 구비한 압축기(70)와, 터빈 단의 일부를 형성하도록 지지되는 축방향으로 이격된 버킷(20, 22)을 포함하는 로터(12)와, 외측 구획 쉘(34)과, 상기 단의 상기 버킷의 각각의 팁 주변의 상기 터빈 단 및 슈라우드(42, 44)의 다른 부분을 형성하도록 지지되는 노즐(28, 30, 32)을 구비한 로터 둘레의 내측 쉘(36, 72)과, 상기 내측 쉘의 열 운동을 조절하도록 열 매체를 유동시키기 위해 상기 내측 쉘(36)에 형성된 통로(86)를 구비하는, 밀봉 공기 시스템과 능동형 간극 조절 시스템의 통합 시스템에 있어서,
    버킷 냉각 및 밀봉부(78) 중 적어도 하나에 대해 압축기로부터 터빈 쉘쪽으로 압축기 블리드 공기를 지향시키는 냉각 및 밀봉 공기 경로(76)와,
    ① 상기 터빈의 제 1 단 및 제 2 단 중 적어도 하나의 축 방향 위치에 부분적으로 대응하는 제 1 축방향 위치에서의 내측 쉘의 통로(86) 및 ② 상기 압축기 배출 케이싱(CDC) 중 적어도 한쪽으로 그리고 이것을 통해 순환하도록 상기 압축기 블리드 공기의 일부를 지향시켜 내부의 블레이드 팁 간극을 능동적으로 조절하도록, 상기 냉각 및 밀봉 공기 통로(76)와 선택적으로 유동 소통하는 능동형 간극 조절 경로(82)를 포함하는
    터빈 밀봉 공기 시스템과 능동형 간극 조절 시스템의 통합 시스템.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 압축기 블리드 공기(76)의 상기 경로(82)의 온도를 목표 수준으로 선택적으로 조절하기 위한 열 교환기(84)를 더 포함하는
    터빈 밀봉 공기 시스템과 능동형 간극 조절 시스템의 통합 시스템.
  6. 제 4 항에 있어서,
    상기 내측 쉘의 상기 통로(86)와 상기 압축기 배출 케이싱(CDC) 중 적어도 하나를 통해 순환되는 공기를, ① 상기 가스 터빈의 외측 벽 공동과 ② 상기 터빈 배출부 중 적어도 하나로 배출하기 위한 통로(90, 92)를 더 포함하는
    터빈 밀봉 공기 시스템과 능동형 간극 조절 시스템의 통합 시스템.
  7. 제 4 항에 있어서,
    상기 능동형 간극 조절 경로는 상기 내측 터빈 쉘의 상기 통로(86)를 통해, 그리고 압축기 배출 케이싱의 통로(88)를 통해 형성되어 양측에서 조절 블레이드 팁 간극을 능동적으로 조절하는
    터빈 밀봉 공기 시스템과 능동형 간극 조절 시스템의 통합 시스템.
  8. 제 4 항에 있어서,
    상기 각각의 통로를 통해 유동을 선택적으로 조절하도록, 상기 간극 조절 공 기용 상기 유동 경로(82) 및 냉각 및 밀봉 공기용 상기 유동 경로(76)를 따라 복수 개의 조절 밸브(94)를 더 포함하는
    터빈 밀봉 공기 시스템과 능동형 간극 조절 시스템의 통합 시스템.
  9. 가스 터빈과 압축기 조립 장치의 블레이드 팁 간극 조절 방법에 있어서,
    압축기 블리드 공기의 흐름(82)을 ① 내측 터빈 쉘과, ② 압축기 배출 케이싱 중 적어도 하나에서 통로(86, 88)를 통해 순환하도록 조정하여, 내부의 블레이드 팁 간극를 능동적으로 조절하고, 사용된 조절 공기를 ① 가스 터빈의 외측 벽 공동과, ② 가스 터빈 배출부 중 적어도 하나로 배출(90, 92)하는 단계를 포함하는
    블레이드 팁 간극 조절 방법.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 압축기 블리드 공기의 흐름(82)이 냉각 및 밀봉 공기 회로(74)에서 압축기 블리드 공기의 흐름(76)으로부터 취해지는
    블레이드 팁 간극 조절 방법.
  11. 제 9 항에 있어서,
    상기 압축기 블리드 공기의 흐름이 열 교환기(84)를 통해 순환되어 열 교환기(84)의 온도를 선택적으로 조절하는
    블레이드 팁 간극 조절 방법.
KR1020060112482A 2005-11-15 2006-11-14 능동형 블레이드 팁 간극 조절 시스템, 터빈 밀봉 공기시스템과 능동형 간극 조절 시스템의 통합 시스템 및블레이드 팁 간극 조절 방법 KR101327101B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/273,074 2005-11-15
US11/273,074 US7293953B2 (en) 2005-11-15 2005-11-15 Integrated turbine sealing air and active clearance control system and method

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20070051749A true KR20070051749A (ko) 2007-05-18
KR101327101B1 KR101327101B1 (ko) 2013-11-20

Family

ID=37836947

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020060112482A KR101327101B1 (ko) 2005-11-15 2006-11-14 능동형 블레이드 팁 간극 조절 시스템, 터빈 밀봉 공기시스템과 능동형 간극 조절 시스템의 통합 시스템 및블레이드 팁 간극 조절 방법

Country Status (5)

Country Link
US (1) US7293953B2 (ko)
EP (1) EP1785593B1 (ko)
JP (1) JP5179045B2 (ko)
KR (1) KR101327101B1 (ko)
CN (1) CN1971003B (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102299164B1 (ko) * 2020-03-31 2021-09-07 두산중공업 주식회사 터빈 블레이드의 팁 클리어런스 제어장치 및 이를 포함하는 가스 터빈

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8801370B2 (en) * 2006-10-12 2014-08-12 General Electric Company Turbine case impingement cooling for heavy duty gas turbines
US8540479B2 (en) * 2007-01-11 2013-09-24 General Electric Company Active retractable seal for turbo machinery and related method
US20090074589A1 (en) * 2007-09-18 2009-03-19 Biao Fang Cooling Circuit for Enhancing Turbine Performance
US8616827B2 (en) 2008-02-20 2013-12-31 Rolls-Royce Corporation Turbine blade tip clearance system
US8256228B2 (en) * 2008-04-29 2012-09-04 Rolls Royce Corporation Turbine blade tip clearance apparatus and method
FR2933458B1 (fr) * 2008-07-01 2010-09-03 Snecma Compresseur axialo-centrifuge a systeme de pilotage
US8172521B2 (en) * 2009-01-15 2012-05-08 General Electric Company Compressor clearance control system using turbine exhaust
US8210801B2 (en) * 2009-01-29 2012-07-03 General Electric Company Systems and methods of reducing heat loss from a gas turbine during shutdown
JP5254112B2 (ja) * 2009-04-02 2013-08-07 株式会社東芝 ガスタービン発電設備およびそのクリアランスコントロールシステムバックアップ空気の供給方法
US20110156359A1 (en) * 2009-12-31 2011-06-30 General Electric Company Turbine engine seals
US8662824B2 (en) * 2010-01-28 2014-03-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor containment structure for gas turbine engine
US20110255959A1 (en) * 2010-04-15 2011-10-20 General Electric Company Turbine alignment control system and method
US9458855B2 (en) 2010-12-30 2016-10-04 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Compressor tip clearance control and gas turbine engine
US8973373B2 (en) * 2011-10-31 2015-03-10 General Electric Company Active clearance control system and method for gas turbine
US8967951B2 (en) 2012-01-10 2015-03-03 General Electric Company Turbine assembly and method for supporting turbine components
US9115595B2 (en) 2012-04-09 2015-08-25 General Electric Company Clearance control system for a gas turbine
US9587507B2 (en) 2013-02-23 2017-03-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Blade clearance control for gas turbine engine
US9611752B2 (en) 2013-03-15 2017-04-04 General Electric Company Compressor start bleed system for a turbine system and method of controlling a compressor start bleed system
GB201322532D0 (en) * 2013-12-19 2014-02-05 Rolls Royce Plc Rotor Blade Tip Clearance Control
US9797259B2 (en) 2014-03-07 2017-10-24 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with cooling systems using high and low pressure cooling fluids
JP6368611B2 (ja) 2014-10-03 2018-08-01 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン、コンバインドサイクルプラント、ガスタービンの起動方法
US10316696B2 (en) 2015-05-08 2019-06-11 General Electric Company System and method for improving exhaust energy recovery
CN108661723A (zh) * 2017-03-27 2018-10-16 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机及其涡轮性能试验机匣结构
US10428676B2 (en) * 2017-06-13 2019-10-01 Rolls-Royce Corporation Tip clearance control with variable speed blower
KR102047328B1 (ko) 2017-12-21 2019-11-21 두산중공업 주식회사 가스터빈의 블레이드 팁 간극 제어장치
US10704408B2 (en) * 2018-05-03 2020-07-07 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Dual response blade track system
WO2020046375A1 (en) * 2018-08-31 2020-03-05 Siemens Aktiengesellschaft Method of operation of inlet heating system for clearance control

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1581566A (en) * 1976-08-02 1980-12-17 Gen Electric Minimum clearance turbomachine shroud apparatus
US4329114A (en) * 1979-07-25 1982-05-11 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Active clearance control system for a turbomachine
US4363599A (en) * 1979-10-31 1982-12-14 General Electric Company Clearance control
US4338061A (en) * 1980-06-26 1982-07-06 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Control means for a gas turbine engine
US4513567A (en) * 1981-11-02 1985-04-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine active clearance control
JPS58214603A (ja) * 1982-06-07 1983-12-13 Hitachi Ltd 流体機械の翼端間隙調整装置
US4462204A (en) * 1982-07-23 1984-07-31 General Electric Company Gas turbine engine cooling airflow modulator
FR2540939A1 (fr) * 1983-02-10 1984-08-17 Snecma Anneau d'etancheite pour un rotor de turbine d'une turbomachine et installation de turbomachine munie de tels anneaux
JPS59173527A (ja) * 1983-03-22 1984-10-01 Hitachi Ltd ガスタ−ビン排気フレ−ム冷却空気系統
US4576547A (en) * 1983-11-03 1986-03-18 United Technologies Corporation Active clearance control
JPS62182444A (ja) * 1986-02-07 1987-08-10 Hitachi Ltd ガスタ−ビン冷却空気制御方法及び装置
FR2614073B1 (fr) * 1987-04-15 1992-02-14 Snecma Dispositif d'ajustement en temps reel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine
US4893984A (en) * 1988-04-07 1990-01-16 General Electric Company Clearance control system
US5048288A (en) * 1988-12-20 1991-09-17 United Technologies Corporation Combined turbine stator cooling and turbine tip clearance control
GB9027986D0 (en) * 1990-12-22 1991-02-13 Rolls Royce Plc Gas turbine engine clearance control
FR2695161B1 (fr) * 1992-08-26 1994-11-04 Snecma Système de refroidissement d'un compresseur de turbomachine et de contrôle des jeux.
DE4324125A1 (de) * 1993-07-19 1995-01-26 Abb Management Ag Gasturbine
US5685693A (en) 1995-03-31 1997-11-11 General Electric Co. Removable inner turbine shell with bucket tip clearance control
US5562408A (en) * 1995-06-06 1996-10-08 General Electric Company Isolated turbine shroud
JPH0932580A (ja) * 1995-07-12 1997-02-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼チップクリアランス制御装置
JPH1150809A (ja) * 1997-08-01 1999-02-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 回転体の伸び量調整装置
JP3758835B2 (ja) * 1997-10-22 2006-03-22 三菱重工業株式会社 空気圧縮機ディスクの冷却によるクリアランス制御方法
JP3564286B2 (ja) * 1997-12-08 2004-09-08 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼の段間シールアクティブクリアランス制御システム
US5993150A (en) * 1998-01-16 1999-11-30 General Electric Company Dual cooled shroud
EP1046787B1 (en) * 1999-04-23 2006-06-07 General Electric Company Turbine inner shell heating and cooling flow circuit
US6925814B2 (en) * 2003-04-30 2005-08-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Hybrid turbine tip clearance control system
US7434402B2 (en) * 2005-03-29 2008-10-14 Siemens Power Generation, Inc. System for actively controlling compressor clearances

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102299164B1 (ko) * 2020-03-31 2021-09-07 두산중공업 주식회사 터빈 블레이드의 팁 클리어런스 제어장치 및 이를 포함하는 가스 터빈
US11371378B2 (en) 2020-03-31 2022-06-28 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Apparatus for controlling turbine blade tip clearance and gas turbine including the same

Also Published As

Publication number Publication date
CN1971003A (zh) 2007-05-30
KR101327101B1 (ko) 2013-11-20
US20070110564A1 (en) 2007-05-17
JP2007138930A (ja) 2007-06-07
EP1785593A2 (en) 2007-05-16
EP1785593A3 (en) 2014-05-07
CN1971003B (zh) 2010-09-29
JP5179045B2 (ja) 2013-04-10
EP1785593B1 (en) 2015-09-30
US7293953B2 (en) 2007-11-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101327101B1 (ko) 능동형 블레이드 팁 간극 조절 시스템, 터빈 밀봉 공기시스템과 능동형 간극 조절 시스템의 통합 시스템 및블레이드 팁 간극 조절 방법
JP4489243B2 (ja) タービン内側シェル加熱冷却流回路
JP3631500B2 (ja) ガスタービン用の一体化蒸気／空気冷却装置及びガスタービン用の冷却装置を動作する方法
KR101239792B1 (ko) 증기 터빈, 및 증기 터빈의 작동 방법
JP5036496B2 (ja) 浸出間隙制御タービン
US6435823B1 (en) Bucket tip clearance control system
EP1923539B1 (en) Gas turbine with active tip clearance control
EP2587028B1 (en) Active clearance control system and method for a gas turbine engine
US6902371B2 (en) Internal low pressure turbine case cooling
JP2781413B2 (ja) ガスタービンエンジンのステータ構造
US6506013B1 (en) Film cooling for a closed loop cooled airfoil
US6435814B1 (en) Film cooling air pocket in a closed loop cooled airfoil
JPH0689653B2 (ja) ガスタービンエンジンの圧縮機用の羽根及びパツキングの隙間最適化装置
EP2914815A2 (en) Temperature control within a cavity of a turbine engine
JP2016514232A (ja) 翼キャリアの熱管理装置およびクリアランス制御の方法
US10329940B2 (en) Method and system for passive clearance control in a gas turbine engine
CN106121741A (zh) 用于废热供能的主动空隙控制的系统和方法
EP2824287B1 (en) Pressure casing of a turbomachine
RU2506435C2 (ru) Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя
JP5502087B2 (ja) ガスタービンのためにタービンガイドベーンサポートおよびガスタービンを作動するための方法
JPH1136983A (ja) ターボファンエンジンのタービンフレーム構造
RU2511860C1 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
LAPS Lapse due to unpaid annual fee