KR20070116152A - 열축적 세그먼트 - Google Patents

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알스톰 테크놀러지 리미티드
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Abstract

본 발명은 유동 덕트 (K) 를 반경 방향으로 둘러싸는 고정자 하우징 (2) 으로부터 터보 엔진, 특히 가스 터빈 시스템 내측에서 유동 덕트 (K) 의 국부적인 분리용 열축적 세그먼트에 관한 것이다. 상기 열축적 세그먼트는 2 개의 유동 덕트 (K) 를 따라 축선방향으로 인접하는 구성요소 (4, 4') 에 맞물림될 수 있는 2 개의 축선 방향으로 대향하는 결합 윤곽 요소 (17, 18) 를 갖는다. 본 발명은 2 개의 결합 윤곽 요소 (17) 중 제 1 결합 윤곽 요소는, 윤곽면 (28) 을 갖는 반경 방향 리세스 (27) 를 가지며, 윤곽면 (28) 에 일치하는 외부 윤곽 (34) 을 갖는 고정핀은 제 1 결합 윤곽 요소 (17) 와 인접하는 구성 요소 (4) 로부터 외력의 작용 하에서 결합부를 반경 방향으로 형성할 수 있으며, 제 1 결합 윤곽 요소 (17) 는 반경 방향 상하부 칼라 표면 (24, 25) 을 갖는 칼라부 (23) 를 포함하며, 이 칼라부는 고정 핀 (31) 과 윤곽면 (28) 사이에서 작용하는 결합력에 의해 축선 방향으로 인접한 구성 요소 (4) 내측에서 상대 윤곽의 수용 윤곽 요소 (26) 내로 결합될 수 있는 것을 특징으로 한다.

Description

열축적 세그먼트{HEAT ACCUMULATION SEGMENT}
본 발명은 터보 엔진, 특히 가스 터빈 시스템 내측의 유동 덕트를 반경 방향으로 둘러싸는 고정자 하우징으로부터 유동 덕트를 국부적으로 분리하기 위한 열축적 세그먼트로서, 서로 축선 방향 반대편에 있는 2 개의 결합 윤곽 요소를 가지며, 이들 결합 윤곽 요소는 유동 덕트를 따라 축선 방향으로 서로 인접한 두 구성 요소와 각각 결합할 수 있는 열축적 세그먼트에 관한 것이다.
전술한 종류의 열축적 세그먼트는 축류 터보 엔진의 일부이며, 압축 또는 제어된 팽창을 목적으로 기체 상태인 유동 작동 매체가 상기 터보 엔진을 관류하게 되며 높은 처리 온도의 결과 고온의 작동 매체가 직접 작용하는 이들 시스템 구성요소는 상당한 열적 부하를 받게된다. 특히, 가스 터빈 시스템의 터빈 스테이지에서, 가동 블레이드와 안내 블레이드 (가동 블레이드열과 안내 블레이드열에서 서로 번갈아 축선방향으로 배치됨) 에는 연소실에서 발생된 연소 가스가 직접 작용하게 된다. 유동 덕트를 통해 흐르는 고온 가스가 유동 덕트로부터 이격된 터보 엔진 내측 영역에 도달하는 것을 방지하기 위해서, 서로 축선 방향으로 인접하게 위치된 2 열의 안내 블레이드 사이에서 고정자측에 제공되는 이른바 열축적 세그먼트는, 축선 방향으로 인접하게 위치된 2 열의 안내 블레이드 사이에 가능한 기 밀한 브리지형 시일이 존재하는 것을 보장한다.
대응하는 구조의 열축적 세그먼트는 회전자 유닛을 따라 제공될 수도 있다. 이들 세그먼트는 축선 방향으로 인접하게 위치된 2 열의 가동 블레이드 사이에서 회전자 측에 장착되어, 회전자 내측 영역에 과도하게 열이 입력되는 것을 방지한다.
하기 설명은, 2 열의 안내 블레이드 사이에 배치되어, 고정자측의 하우징 및 관련 구성 요소를 열적 부하를 받는 유동 덕트로부터 분리하여 보호할 수 있는 열축적 세그먼트에만 관한 것이지만, 동반된 (entrained) 회전자 요소를 보호하며, 서로 축선방향으로 인접하게 배치된 2 열의 가동 블레이드 사이에 장착되는 열축적 세그먼트에 아래와 같은 조치를 취할 수도 있다.
그 자체가 공지되었으며 일체형 열축적 세그먼트를 갖는 안내 블레이드의 배열은 도 2 의 부분적인 길이방향 단면도로부터 볼 수 있다. 도 2 는 유동 덕트 (K) 가 회전자 유닛 (1) 에 의해 반경 방향 내부 범위가 정해지며 고정자 유닛 (2) 에 의해 반경 방향 외부 범위가 정해지는 가스 터빈 스테이지의 길이 방향 부분 단면도이다. 가동 블레이드 (3) 는 회전자 유닛 (1) 에 대해 회전안되게 고정되어, 고온 가스가 화살표 방향으로 지시된 흐름 방향으로 축선 방향으로 흐르는 유동 덕트 (K) 내로 반경방향으로 돌출해 있다.
유동 덕트 (K) 는, 고정자측에 장착되는 안내 블레이드 (4) 에 의해 반경 방향 외부 범위가 정해지며, 안내 블레이드 베인 (41) 은 유동 덕트 (K) 내로 반경 방향 바깥쪽으로 돌출해 있다. 고정자측에 장착된 요소로부터 유동 덕트 (K) 를 기밀하게 분리하기 위해, 안내 블레이드 (4) 는, 일체형 구성 요소 (one-part componet) 형태로 안내 블레이드 베인 (41) 둘레에서 직접 축선 방향 영역을 덮으며, 발코니형 오버행 (42') 의 형태로 2 열의 안내 블레이드를 연결하며 안내 블레이드 팁 각각에 반경방향으로 대향하는 영역을 덮는 플랫폼 (42) 을 구비한다.
안내 블레이드의 각각의 열에서 안내 블레이드 (4) 가 가스 터빈의 둘레 방향으로 배치되기 때문에, 안내 블레이드 열 내에 각각 둘레 방향으로 직접 인접하게 배치되는 안내 블레이드 (4) 는 축선 방향 측면 가장자리 (5) 를 따라 기밀하게 서로 연결되어야 한다. 이를 위해, 측면 가장자리 (5) 의 전체에 걸쳐 이어지며, 2 개의 인접한 안내 블레이드의 측면 가장자리를 따라 형성된 대응 홈 내로 양 측면에서 개방하는 테이프 시일 (6) 이 존재한다. 이 테이프 시일 (6) 은 특히, 고정자측의 플랫폼 (42) 에 공급되는 냉각 공기가 유동 덕트 (K) 내로 새어나가지 못하게 하여, 안내 블레이드 내부의 대응하는 냉각 덕트가 고온 가스에 노출되는 모든 안내 블레이드 영역의 효과적인 냉각에 이용될 수 있도록 보장한다.
그러나, 가스 터빈 시스템의 평상시의 작동은, 가스 터빈 스테이지의 모든 요소가 열적 부하뿐만 아니라 기계적 진동에도 노출되어, 그 결과, 안내 블레이드 (4) 는 미세한 반경 방향 및 축선 방향 움직임 및 덜컹거림 (jolting) 을 받게 되며, 안내 블레이드 사이에 장착된 테이프 시일이 또한 취약해지게 된다. 따라서, 테이프 시일 내측의 기계적 진동 하중 중에, 균열과 파손이 발생되어, 시일이 부서지기 쉽게 된다. 이와 같이 시일이 손상되는 경우에, 개별 안내 블레이드 세그먼트 사이의 누출 (leakage) 에 기인하여 상당한 손실이 발생하며, 안전 작업 에 요구되는 개별 안내 블레이드의 냉각이 충분히 보장되지 않는다.
이를 위해, 유지 보수와 검사 작업이 안내 블레이드와 이 영역에 제공된 밀봉제에 대해 정기적으로 실행되어야 한다. 그러나, 이 작업은 궁극적으로 안내 블레이드 열에서 2 개의 인접하는 안내 블레이드 사이에 제공되는 테이프 시일을 교체하기 위해서 안내 블레이드의 전체 열의 분해를 필요로 한다.
안내 블레이드 (4) 와 이를 지지하는 고정자측 지지 구조 (7)(도 2 의 길이 방향 단면도 참조) 사이의 연결부로부터 알 수 있듯이, 안내 블레이드 (4) 는 지지 구조 (7) 내부에 있는 대응하는 리세스 (10, 11) 와 결합하는 2 개의 칼라형 결합 윤곽 요소 (8, 9) 를 통해 결합한다. 개별 안내 블레이드 (4) 는 조립과 분해를 목적으로 둘레 방향으로 홈 형상 리세스 (10, 11) 에 삽입되고, 또한 그 리세스로부터 제거될 수 있다. 그러나, 안내 블레이드 열 내의 안내 블레이드 하나만을 안내 블레이드 구조 내로 삽입되거나 제거하고자 할 때, 전체 안내 블레이드열 또는 그 안내 블레이드열의 적어도 세그먼트들을 분해해야 한다.
본 발명의 목적은 2 개의 안내 블레이드 사이에 제공된 테이프 시일에서 기계적 진동의 결과로서 발생하는 전술한 마모 현상에 효과적으로 대처하는 것이다. 본 발명은 이들 시일의 검사에 요구되는 유지 보수 간격을 아주 길게 할 수 있다. 동시에, 대응하는 밀봉재의 검사 및 적절하다면 교체를 위해 필요한 조립 및 분해의 복잡성이 현저하게 감소될 수 있다. 특히, 안내 블레이드 열을 포함하는 조립체로부터 개별 안내 블레이드를 제거할 때, 전체 안내 블레이드열 또는 그 안내 블레이드열의 적어도 세그먼트 영역을 분해할 필요가 없다.
본 발명의 목적은 특허 청구의 범위 제 1 항에 기재된 바에 의해 이루어진다. 본 발명의 추가의 특징들은 종속 청구항에 나타나 있으며, 이는 하기의 명세서로부터 특히, 예시적 실시예를 참조로 하여 더 명확해 질 것이다.
본 발명의 개념은 도 2 에 나타난 바와 같이 일체형 부품으로 형성된 안내 블레이드 플랫폼 (42) 과 발코니형 플랫폼 부분 (42') 의 분리를 기본 시작점으로 한다. 본 발명에 따르면, 2 개의 안내 블레이드열 사이의 축선 방향 영역을 별개의 브리지형 열축적 세그먼트에 의해 분리하게 되는데, 즉 열축적 세그먼트가 2 개의 축선 방향으로 인접한 안내 블레이드 사이에서 신장하여, 안내 블레이드의 양측면에서 가능한 기밀하게 범위가 한정된다. 둘레 방향으로, 열축적 세그먼트는 안내 블레이드 열 내에 있는 안내 블레이드의 수만큼 제공되며, 따라서 이들 열축적 세그먼트는 열축적 세그먼트 열을 형성하게 되고, 가동 블레이드열의 가동 블레이드는 그의 축선 방향 범위를 따라 반경 방향 내측 둘레로 이어진다.
안내 블레이드와 별개인 구성 요소로서 상기 열축적 세그먼트를 구성하면, 둘레 방향으로 인접하는 안내 블레이드 사이에 삽입되는 테이프형 밀봉제의 작동 의존성 반경 방향 및 축선 방향 덜컹거림 (jolting) 의 손상 효과를 현저하게 감소시킬 수 있으며, 각각의 테이프 시일의 축선 방향 범위가 반으로 나뉘어지고, 안내 블레이드 플랫폼과 열축적 세그먼트의 측면 가장자리를 따라 개별적으로 이어진다면, 상기 손상 효과를 더욱 줄일 수 있다.
게다가, 별개의 구성 요소로서 구성된 열축적 세그먼트는 2 개의 축선 방향으로 인접한 안내 블레이드 사이에 삽입되며, 각각의 안내 블레이드는 전체 안내 블레이드 열을 해체할 필요없이, 안내 블레이드의 열을 구비하는 조립체로부터 개별적으로 제거될 수 있다.
터보 엔진, 특히 가스 터빈 시스템 내측의 유동 덕트를 반경 방향으로 둘러싸는 고정자 하우징으로부터 상기 유동 덕트를 국부적으로 분리하기 위한 열축적 세그먼트로서, 서로 축선 방향 반대편에 있는 2 개의 결합 윤곽 요소를 가지며, 이들 결합 윤곽 요소는 유동 덕트를 따라 축선 방향으로 서로 인접한 두 구성 요소와 각각 결합할 수 있는 열축적 세그먼트에 있어서, 2 개의 결합 윤곽 요소중 제 1 결합 윤곽 요소는, 윤곽면을 갖는 반경 방향 리세스를 가지며, 윤곽면에 일치하는 외부 윤곽을 갖는 고정핀이 제 1 결합 윤곽 요소에 인접하는 구성 요소로부터 힘 작용을 받으면서 상기 윤곽면과 반경 방향으로 결합할 수 있다. 게다가, 제 1 결합 윤곽 요소는 반경 방향 상하부 칼라 표면을 갖는 칼라부를 포함하며, 이 칼라부는 고정 핀과 윤곽면 사이에서 작용하는 결합력에 의해 축선 방향으로 인접한 구성 요소 내측에 있는 상대 윤곽의 수용 윤곽 요소 내로 결합될 수 있다.
고정 핀은 바람직하게는 리세스의 윤곽면과 작동 연결되는 원통형 외부 윤곽을 갖는다. 따라서, 이는 대응하는 역 윤곽의 원통형 윤곽면에 동일 면을 이루면서 (flush) 가압될 수 있으며, 인접 구성 요소에 대한 열축적 세그먼트의 확실한 끼워맞춤을 보장하는 소위 원통형 고정 핀이다.
터보 엔진의 축선방향 인접 구성 요소와 열축적 세그먼트 사이의 본 발명에 따른 전술된 결합 연결은 가스 터빈 스테이지를 따르는 2 개의 안내 블레이드 사이에 사용하기에 특히 유리하며 적합하다. 예시적 실시예로 참조된 다른 실시예가 이러한 목적에 제한되지만, 열축적 세그먼트용의 본 발명에 따른 결합 연결부는 회전자 유닛의 2 개의 축선 방향으로 인접한 가동 블레이드 사이에도 마찬가지로 잘 적용될 수 있다. 이를 위해, 요구되는 적절한 조절은 구조에 의존하며, 당업자에 의해 실행될 수 있다.
예시적 실시예를 참조하여 하기에서 분명한 바와 같이, 본 발명에 따른 열축적 세그먼트는 단지 단일 결합 영역에 의해 축선 방향으로 인접한 안내 블레이드에 분리가능하고 확실하게 연결된다. 이에 비해, 이 결합 영역의 축선 방향 반대편에 있는 열축적 세그먼트의 제 2 결합 영역은 단순히 힘의 작용을 받으면서 고정자측 지지 구조상의 반경 방향 결합면에 느슨하게 가압된다. 열축적 세그먼트를 제거하고자 할때면, 열축적 세그먼트와 접촉하는 안내 블레이드를 단순히 축선 방향으로 제거해서 느슨한 가압 연결에 의해 분리할 수 있다. 이에 비해, 열축적 세그먼트는, 안내 블레이드를 지지하는 고정자측의 지지 구조로부터 해당 안내 블레이드를 둘레 방향으로 제거해서 결합 연결을 해제함으로써 다른 안내 블레이드로부터 쉽게 분리될 수 있으며, 그 결과 열축적 세그먼트에 대한 결합 연결이 자동적으로 해제된다. 본 발명에 따른 열축적 세그먼트가 결합 구조에 관해 특히 구조적인 특징이 있기 때문에, 본 발명에 따른 열축적 세그먼트는 바람직한 예시적 실시예를 참조로 하여 하기에 기술된다.
본 발명은 본 발명의 일반적인 개념을 제한하지 않고, 도면을 참조로하여 예시적 실시예를 통해, 하기의 예시에 의해 기술된다.
도 1a 는 안내 블레이드 열 세그먼트 구조를 통해 취한 길이 방향 단면도이다.
도 1b 는 결합 연결의 상세도이다.
도 2 는 종래 기술에 따른 가스 터빈 스테이지 내의 안내 블레이드 서스펜션의 길이 방향 단면도이다.
〈도면의 주요부분에 대한 부호의 설명〉
1 : 회전자 유닛 2 : 고정자 유닛
3 : 가동 블레이드 4 : 안내 블레이드
5 : 측면 가장자리 6 : 테이프 시일, 밀봉제
7 : 고정자측 지지 구조 8, 9 : 고정 칼라
10, 11 : 고정자측 수용 윤곽 요소
12 : 열축적 세그먼트 13 : 측면 가장자리
14 : 테이프 시일, 밀봉재 15 : 냉각 덕트
16 : 냉각 덕트 17 : 제 1 결합 윤곽 요소
18 : 제 2 결합 윤곽 요소
19 : 축선 방향 결합면 20 : 표면 영역
21 : 밀봉제 22 : 추가의 축선방향 결합면
23 : 칼라부 24, 25 : 반경 방향 상하부 칼라면
26 : 상대 윤곽의 수용 구조 27 : 반경 방향 리세스
28 : 윤곽면 29 : 안내 블레이드의 오버행 영역
30 : 개구 31 : 고정 핀
32 : 스프링 요소 33 : 베어링 요소
34 : 원통형 외부 윤곽
41 : 안내 블레이드 베인 42 : 안내 블레이드 플랫폼
도 1 은 안내 블레이드 (4) 와 열축적 세그먼트 (12) 의 고정자측 서스펜션에 대해 취한 길이방향 부분 단면도이며, 열축적 세그먼트는 안내 블레이드 (4) 와 별개로 구성되어 있다. 본 명세서의 도입부에서 언급한 바와 같은, 도 2 에 따른 예시적 실시예에서처럼, 도 1a 에 도시된 안내 블레이드 (4) 및 안내 블레이드와 축선 방향으로 인접하는 열축적 세그먼트 (12) 는 고정자측 요소 (2) 로부터 유동 덕트 (K) 를 기밀하게 분리할 수 있다.
유사하게, 테이프형 밀봉제 (6, 14) 가 각각 안내 블레이드 (4) 의 측면 가장자리 (5) 및 열축적 세그먼트 (12) 의 측면 가장자리 (13) 를 따라 이어지며, 둘레 방향으로 인접하게 배치되는 열축적 세그먼트와 안내 블레이드와 각각 결합되며, 이렇게 해서 유동 덕트 (K) 와 고정자측 요소 (2) 사이에 기밀한 시일이 보장된다. 특히, 열축적 세그먼트 (12) 에 의해 고정자 측면에서 둘러싸이며, 냉각 공기 덕트 (15) 를 통해 냉각 공기가 공급되는 공간 (E) 은, 가동 블레이드 (La) 가 축선 방향으로 인접한 안내 블레이드 사이에서 회전하는 유동 덕트 (K) 로부터 기밀하게 봉쇄된다. 완성을 위해, 안내 블레이드 (4) 에도 냉각 공기가 공급됨 을 언급해 둔다. 또한, 이 영역에 공급된 냉각 공기는 유동 덕트 (K) 로부터 밀봉되어야 하며, 이는 테이프 시일 (6) 에 의해 보장된다.
도입부에서 설명된 일체형 연속 테이프 시일인 공지의 실시예에 비해, 서로 별개로 구성된 안내 블레이드의 테이프 시일 (6) 과 열축적 세그먼트 (12) 의 테이프 시일 (14) 은 길이가 단지 절반이며, 그 결과 재료 마멸로 인해 계속 일어나는 진동에 의한 마모가 현저히 적게 발생한다. 이리하여 테이프 시일의 유지 보수 및 교체 주기가 현저하게 길어질 수 있다.
그러나, 이러한 유지보수 작업을 위한 조립 및 분해의 복잡성을 감소시키기 위해서, 개별적으로 구성된 열축적 세그먼트 (12) 는 본 발명에 따라 축선 방향으로 인접하는 안내 블레이드로 구성된 결합 연결부를 가지며, 그 결과 가스 터빈 장치의 전체 조립체로부터 안내 블레이드를 용이하고, 신속하며, 개별적으로 제거할 수 있다.
기본 요건으로서, 본 발명에 따라 구성된 열축적 세그먼트 (12) 는 2 개의 축선 방향으로 대향하는 결합 윤곽 요소 (17, 18) 를 가지는데, 이들 중 결합 윤곽 요소 (18) 는 반경 방향 결합면 (19) 을 통한 외력의 작용에 의해서만 고정자측 지지 구조 (7) 의 표면 영역 (20) 에 대해 가압된다. 유동 덕트 (K) 로부터 내부 냉각 공간 (E) 을 기밀하게 분리하기 위해서, 밀봉제 (21) 가 내부에 배치되는 홈 형상 리세스가 상기 반경 방향 연결면 (19) 내측에 제공된다. 게다가, 제 2 결합 영역 (18) 은 다른 축선 방향 결합면 (22) 을 통해, 축선 방향으로 인접한 안내 블레이드 (4') 에 인접하며, 이 안내 블레이드는 조립 및 분해될 때, 열 축적 세그 먼트 (12) 에 축선 방향으로 근접하게 하고 그 세그먼트로부터 축선방향으로 멀어지게 함으로써 조립 및 분해될 수 있다. 상기 제 1 결합 영역 (17) 은 결합 영역 (18) 에 축선 방향으로 대향하여 제공되는데, 제 1 결합 영역은 도 1b 에서 확대되어 도시되어 있다. 따라서, 이하 도 1a 및 도 1b 모두를 참조하여 설명한다.
열축적 세그먼트 (12) 의 결합 영역 (17) 은 반경 방향 상부 및 반경 방향 하부 칼라 면 (24, 25) 이 제공된 칼라부 (23) 를 포함한다. 이러한 구성에서, 칼라부 (23) 는 축선 방향으로 인접한 안내 블레이드 (4) 내측에 있는 대응하는 상대 윤곽부의 수용 윤곽 요소 (26)(더 구체적으로는, 안내 블레이드 (4) 의 루트 영역에 배치됨) 내로 축선 방향으로 돌출한다. 칼라부 (23) 와 수용 윤곽 요소 (26) 사이의 결합은 정확한 끼워맞춤에 의해 이루어지며, 그 결과, 결합의 적어도 반경 방향으로 유극 또는 공차가 존재하지 않는다. 이는 축선 방향으로 맞은 편에 있는 결합 윤곽 요소 (18) 가 힘의 작용하에 표면 영역 (20) 에서 지지 구조 (7) 에 기밀하게 압입되는데 특히 필요하다.
축선 방향으로 칼라부 (23) 에 직접 인접해서, 결합 윤곽 요소 (17) 는 원통형 윤곽면 (28) 을 갖는 반경 방향 리세스 (27) 를 갖는다. 이 반경 방향 리세스 (27) 는 하프 쉘의 형태를 취하며, 원통형 윤곽면 (28) 은 칼라부 (23) 에 축선 방향으로 마주하여 장착된다.
결합 영역 (17) 은 안내 블레이드 (4) 의 오버행 영역 (29) 에 의해 추가로 반경 방향 외측에서 덮여지며, 안내 블레이드 (4) 는 이 오버행 영역 (29) 에 의해 고정자측 지지 구조 (7) 에 고정된다. 오버행 영역 (29) 을 완전히 반경 방향으로 관통하는 개구 (30) 가 안내 블레이드 (4) 의 오버행 영역 (29) 에 형성되어 있으며, 이 개구 안에는 원통형 고정 핀 (31), 스프링 요소 (32) 및 스크류형 베어링 요소 (33) 가 제공된다. 고정 핀 (31) 은 원통형 외부 윤곽부 (34) 를 갖는데, 이 윤곽부는 고정 핀 (31) 이 반경 방향으로 하부에 있을 때, 제 1 결합 윤곽 요소 (17) 의 윤곽면 (28) 과 결합하게 된다. 안내 블레이드 (4) 의 결합 상태에서, 즉 오버행 영역 (29) 이 지지 구조 (7) 와 접촉하자마자, 베어링 요소 (33) 가 스프링 요소 (32) 의 스프링력에 대항하여 반경 방향 내측으로 가압되며, 그 결과, 고정 핀 (31) 이 반경 방향 리세스 (37) 의 원통형 윤곽면 (28) 에 대해 반경 방향 내측으로 밀리게 된다. 이 결과, 결합 영역 (17) 의 칼라부 (23) 는 안내 블레이드 (4) 의 루트 영역에서 리세스 (26) 내로 축선 방향으로 압축된다. 이 결합 연결은 스프링력을 받는 고정 핀 (31)(오버행 영역 (29) 과 고정자측 지지 구조 (7) 사이의 결합 연결에 의해 고정됨) 에 의해서만 유지되기 때문에, 열축적 세그먼트 (13) 와 축선 방향으로 인접하는 안내 블레이드 (4) 사이에 안정적이면서 쉽게 분리 가능한 연결이 이루어지게 된다.
따라서, 폐쇄된 가스 터빈 장치로부터 안내 블레이드 (4') 를 하기와 같은 방법으로 교체할 수 있다: 도입부에 이미 간단히 언급한 바와 같이, 안내 블레이드 (4') 는 축선 방향으로 이를 제거함으로써 분해될 수 있다. 안내 블레이드 (4') 가 제거되어도, 열축적 세그먼트 (12) 가 본 발명에 따라 전술한 바와 같은 결합 연결에 의해 안내 블레이드 (4) 의 루트에 대해 자동적으로 지지되어 유지되 기 때문에, 열축적 세그먼트 (12) 는 미리 결정된 곳에 유지된다. 이에 의해, 열축적 세그먼트 (12) 가 고정 핀 (31) 과 결합 영역 (11) 의 윤곽면 (28) 사이의 접촉에 의해 축선방향으로 미끄러지는 것이 방지된다. 유사하게, 상대 윤곽의 수용 윤곽 요소 (26) 의 내측 상부 및 하부 칼라면 (24, 25) 에서의 공차가 없는 연결은, 도입부에서 이미 언급한 바와 같이 제 2 결합 영역 (18) 에서 힘의 작용을 받는 시일링이 존재하는 것을 보장한다. 열축적 세그먼트 (12) 의 존재는 안내 블레이드 (4') 의 재조립을 방해하지는 않는다. 오히려, 안내 블레이드 (4') 를 이동 벡터 (G) 에 따라 축선방향으로 더 근접시켜 제 2 결합 영역 (18) 과 접촉시킬 수 있다.

Claims (9)

  1. 터보 엔진, 특히 가스 터빈 시스템 내측의 유동 덕트 (K) 를 반경 방향으로 둘러싸는 고정자 하우징 (2) 으로부터 상기 유동 덕트 (K) 를 국부적으로 분리하기 위한 열축적 세그먼트로서, 서로 축선 방향 반대편에 있는 2 개의 결합 윤곽 요소 (17, 18) 를 가지며, 이들 결합 윤곽 요소는 유동 덕트 (K) 를 따라 축선 방향으로 서로 인접한 두 구성 요소 (4, 4') 와 각각 결합할 수 있는 열축적 세그먼트에 있어서,
    2 개의 결합 윤곽 요소중 제 1 결합 윤곽 요소 (17) 는, 윤곽면 (28) 을 갖는 반경 방향 리세스 (27) 를 가지며, 윤곽면 (28) 에 일치하는 외부 윤곽 (34) 을 갖는 고정핀 (31) 이 제 1 결합 윤곽 요소 (17) 에 인접하는 구성 요소 (4) 로부터 힘 작용을 받으면서 상기 윤곽면과 반경 방향으로 결합할 수 있으며,
    제 1 결합 윤곽 요소 (17) 는 반경 방향 상하부 칼라 표면 (24, 25) 을 갖는 칼라부 (23) 를 포함하며, 이 칼라부는 고정 핀 (31) 과 윤곽면 (28) 사이에서 작용하는 결합력에 의해 축선 방향으로 인접한 구성 요소 (4) 내측에 있는 상대 윤곽의 수용 윤곽 요소 (26) 내로 결합될 수 있는 것을 특징으로 하는 열축적 세그먼트.
  2. 제 1 항에 있어서,
    축선 방향으로 인접한 구성요소 (4, 4') 는 각각 안내 블레이드이며,
    제 1 결합 윤곽 요소 (17) 는 안내 블레이드의 루트의 영역에서 상기 축선 방향으로 인접한 안내 블레이드 (4, 4') 와 결합하는 것을 특징으로 하는 열축적 세그먼트.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    반경 방향 리세스 (27) 는 원통형 윤곽면 (28) 의 절반을 갖는 하프 쉘 형태를 취하며,
    절반의 원통형 윤곽면 (28) 은 칼라부 (23) 와 반경 방향으로 마주하는 것을 특징으로 하는 열출적 세그먼트.
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    고정 핀 (31) 의 외부 윤곽 (34) 은 리세스 (27) 의 윤곽면 (28) 과 결합하게 배치될 수 있고, 원통형인 것을 특징으로 하는 열축적 세그먼트.
  5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
    고정 핀 (31) 은 스프링 요소 (32) 가 도입되는 블라인드 보어 형태의 반경 방향 리세스를 가지며, 스프링 요소 (32) 에 의해, 제 1 결합 영역 (17) 의 내측에 있는 반경 방향 리세스 (27) 의 원통형 윤곽면 (28) 에 고정핀 (31) 이 반경 방향으로 스프링력을 받으면서 결합되는 것을 특징으로 하는 열축적 세그먼트.
  6. 제 5 항에 있어서,
    스프링 요소 (32) 는 적어도 국부적으로 구성 요소 (4) 를 고정시키는 결합 구조에서 상기 축선 방향으로 인접하는 구성 요소 (4) 를 결합하는 과정에서 압축될 수 있어, 스프링력을 발생시키며, 그 결과 제 1 결합 영역 (17) 내측에 있는 반경 방향 리세스 (27) 의 원통형 윤곽면 (28) 에 고정 핀 (31) 이 반경 방향으로 결합되는 것을 특징으로 하는 열축적 세그먼트.
  7. 제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
    제 2 결합 영역 (18) 은, 고정자측 지지 구조 (7) 의 표면 영역 (20) 에 접하며 밀봉제 (21) 를 갖는 축선 방향 결합면 (19) 을 포함하며,
    제 2 결합 영역 (18) 은, 인접하는 구성 요소 (4') 가 제 2 결합 영역 (18) 으로부터 분리되거나 또는 축선 방향 이동에 의해서만 상기 제 2 결합 영역에 축선 방향으로 더 근접하게 되도록 상기 축선 방향 인접 구성 요소 (4') 의 표면 영역에 접하는 추가의 축선 방향 결합면 (22) 을 포함하는 것을 특징으로 하는 열축적 세그먼트.
  8. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
    2 개의 축선 방향 측면 가장자리 (13) 가 제공되며, 이들은 서로 축선 방향반대편에 있는 두 결합 윤곽 요소 (17, 18) 를 연결해주며, 실링 테이프 (14) 가 그 전체 축선 방향 범위를 따라 각각 이어지며, 둘레 방향으로 터보 엔진에 인접하 게 배치되는 열축적 세그먼트와 결합될 수도 있는 것을 특징으로 하는 열축적 세그먼트.
  9. 제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
    인접하고 접하는 구성 요소 (4) 는 이 구성 요소 (4) 의 결합 영역을 관통하는 개구 (30) 를 제공하며, 이 개구 (30) 를 통해 고정 핀 (31) 이 삽입될 수 있으며, 고정 핀 (31) 은 반경 방향으로만 움직일 수 있도록 개구 (30) 내에서 안내되는 것을 특징으로 하는 열축적 세그먼트.
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7377742B2 (en) * 2005-10-14 2008-05-27 General Electric Company Turbine shroud assembly and method for assembling a gas turbine engine
EP2886802B1 (fr) * 2013-12-20 2019-04-10 Safran Aero Boosters SA Joint de virole interne de dernier étage de compresseur de turbomachine axiale
FR3045716B1 (fr) * 2015-12-18 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien elastique a froid
US20180347399A1 (en) * 2017-06-01 2018-12-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud with integrated heat shield
FR3070429B1 (fr) * 2017-08-30 2022-04-22 Safran Aircraft Engines Secteur d'un distributeur annulaire d'une turbine de turbomachine

Family Cites Families (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB721453A (en) * 1951-10-19 1955-01-05 Vickers Electrical Co Ltd Improvements relating to gas turbines
US3362160A (en) * 1966-09-16 1968-01-09 Gen Electric Gas turbine engine inspection apparatus
US3391904A (en) * 1966-11-02 1968-07-09 United Aircraft Corp Optimum response tip seal
US3558237A (en) * 1969-06-25 1971-01-26 Gen Motors Corp Variable turbine nozzles
BE756582A (fr) * 1969-10-02 1971-03-01 Gen Electric Ecran circulaire et support d'ecran avec dispositif de reglage de la temperature pour turbomachine
US3825364A (en) * 1972-06-09 1974-07-23 Gen Electric Porous abradable turbine shroud
GB1400131A (en) * 1973-07-03 1975-07-16 Bekaert Sa Nv Packaging coils of wire netting
US3864056A (en) * 1973-07-27 1975-02-04 Westinghouse Electric Corp Cooled turbine blade ring assembly
US3892497A (en) * 1974-05-14 1975-07-01 Westinghouse Electric Corp Axial flow turbine stationary blade and blade ring locking arrangement
FR2416345A1 (fr) * 1978-01-31 1979-08-31 Snecma Dispositif de refroidissement par impact des segments d'etancheite de turbine d'un turboreacteur
FR2574473B1 (fr) * 1984-11-22 1987-03-20 Snecma Anneau de turbine pour une turbomachine a gaz
US5071313A (en) * 1990-01-16 1991-12-10 General Electric Company Rotor blade shroud segment
GB2245316B (en) * 1990-06-21 1993-12-15 Rolls Royce Plc Improvements in shroud assemblies for turbine rotors
US5165847A (en) * 1991-05-20 1992-11-24 General Electric Company Tapered enlargement metering inlet channel for a shroud cooling assembly of gas turbine engines
US5169287A (en) * 1991-05-20 1992-12-08 General Electric Company Shroud cooling assembly for gas turbine engine
US5593277A (en) * 1995-06-06 1997-01-14 General Electric Company Smart turbine shroud
GB2310255B (en) * 1996-02-13 1999-06-16 Rolls Royce Plc A turbomachine
DE19619438B4 (de) * 1996-05-14 2005-04-21 Alstom Wärmestausegment für eine Turbomaschine
EP0844369B1 (en) * 1996-11-23 2002-01-30 ROLLS-ROYCE plc A bladed rotor and surround assembly
FR2766517B1 (fr) * 1997-07-24 1999-09-03 Snecma Dispositif de ventilation d'un anneau de turbomachine
US5993150A (en) * 1998-01-16 1999-11-30 General Electric Company Dual cooled shroud
US6139257A (en) * 1998-03-23 2000-10-31 General Electric Company Shroud cooling assembly for gas turbine engine
FR2780443B1 (fr) * 1998-06-25 2000-08-04 Snecma Anneau de stator de turbine haute pression d'une turbomachine
US6183192B1 (en) * 1999-03-22 2001-02-06 General Electric Company Durable turbine nozzle
US6412149B1 (en) * 1999-08-25 2002-07-02 General Electric Company C-clip for shroud assembly
FR2800797B1 (fr) * 1999-11-10 2001-12-07 Snecma Assemblage d'un anneau bordant une turbine a la structure de turbine
FR2803871B1 (fr) * 2000-01-13 2002-06-07 Snecma Moteurs Agencement de reglage de diametre d'un stator de turbine a gaz
US6386127B1 (en) * 2000-02-07 2002-05-14 Case Corporation Disc opener assembly for a seed planter
US6514041B1 (en) * 2001-09-12 2003-02-04 Alstom (Switzerland) Ltd Carrier for guide vane and heat shield segment
US6726448B2 (en) * 2002-05-15 2004-04-27 General Electric Company Ceramic turbine shroud
US6902371B2 (en) * 2002-07-26 2005-06-07 General Electric Company Internal low pressure turbine case cooling
US7367776B2 (en) * 2005-01-26 2008-05-06 General Electric Company Turbine engine stator including shape memory alloy and clearance control method
US7438520B2 (en) * 2005-08-06 2008-10-21 General Electric Company Thermally compliant turbine shroud mounting assembly
FR2899274B1 (fr) * 2006-03-30 2012-08-17 Snecma Dispositif de fixation de secteurs d'anneau autour d'une roue de turbine d'une turbomachine
FR2914350B1 (fr) * 2007-03-30 2011-06-24 Snecma Enveloppe externe etanche pour une roue de turbine de turbomachine

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