KR20140097167A - 항공 가스 터빈의 저속 터닝을 위한 장치 및 방법 - Google Patents

항공 가스 터빈의 저속 터닝을 위한 장치 및 방법 Download PDF

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Abstract

가스 발생기(20), 가스 발생기 로터, 동력 터빈 섹션 및 저속 터닝 장치(33)를 포함하는 항공 가스 터빈이 개시되며, 상기 저속 터닝 장치는 터빈 운전정지후에 상기 로터를 회전 모션을 유지하도록 설계 및 배치되어 있다.

Description

항공 가스 터빈의 저속 터닝을 위한 장치 및 방법{DEVICE AND METHOD FOR SLOW TURNING OF AN AERODERIVATIVE GAS TURBINE}
본 발명은 일반적으로 가스 터빈에 관한 것이며, 특히 항공기 가스 터빈에 관한 것이다.
항공 가스 터빈은 기계적인 구동 분야를 위한 동력원으로서 뿐만 아니라 산업 플랜트, 파이프라인, 해양 구조물, LNG 분야 등에 있어서 동력 발생을 위해 광범위하게 이용되고 있다.
가스 터빈은 예를 들면 비상 상황에서 운전정지되고, 짧은 시간 주기 후에 재시동될 수 있다. 터빈의 로터가 운전정지에 이어서 모션없이 유지되는 경우, 열적 변형은 회전 부분과 고정 부분 사이에서의 간극의 감소 또는 제거를 야기시킬 수 있고, 이것은 로터 부분과 스테이터 부분 사이의 마찰을 유도하고, 로터 로킹 현상의 출현을 증가시킨다. 열적 변형은 몇몇 이유로 인해서 균일하지 않은 온도 분야에 관련이 있다. 터빈이 모션없을 경우 로터의 냉각은 균일하지 않은데, 자연적인 대류 현상으로 인해서 로터의 상부 부분이 하부 부분보다 서서히 냉각되며, 그로 인해 로터 굽힘 및 휨 변형을 발생시킨다. 또한, 스테이터와 로터 사이의 간극의 감소는 운전정지 동안에 2차 흐름 분포와 관련된 온도 확산으로부터 발생될 수 있다. 로터가 적당한 온도장 및 기하학적 구조에 도달할 때까지, 터빈은 재시동될 수 없다. 이러한 상황하에서, 항공 가스 터빈의 대부분의 임계적인 부분은 스테이터와 로터 사이에 제한된 간극이 마련되는 압축기 스테이지의 블레이드 팁이다.
가스 터빈 비상 운전정지의 일부 형태에 있어서, 냉각 프로세스는 상당히 오랜 시간을 필요로 하며, 그 동안에 터빈 및 이에 의해 구동되는 기계는 작동될 수 없다. 이것은 상당한 경제적인 손실을 야기시킬 수 있고 및/또는 기술적 또는 관리적 문제를 야기시킬 수 있다.
운전정지 기간 동안에 저속 터닝 조건 하에서 터빈 로터를 회전시키는 것을 유지하고, 그에 따라 로터의 비균일한 냉각을 회피하고, 로터가 로크되는 것을 방지함으로써 이러한 문제점을 해결하는 것이 제안되어 있다. 이것은 시동 전기 모터에 의해 터빈 로터를 회전으로 구동시킴으로써 통상적으로 실행된다. 시동 전기 모터는 구동시키는데 많은 양의 전기 에너지를 필요로 한다. 몇몇 특정 플랜트 비상 운전정지에 있어서, AC 전류를 입수할 수 없고, 그래서 모터 시동 및 임의의 높은 에너지 소비 이용이 사용될 수 없다.
본 설명의 실시예들은 제한된 용량의 전력 공급원에 의해, 예를 들면 밧데리에 의해 전기적으로 동력이 공급될 수 있는 매우 낮은 동력 소비 모터에 의해 구동된 저속 터닝 장치를 갖는 항공 가스 터빈을 포함한다. 이것은 가스 터빈이 운전정지된 경우 가스 터빈의 가스 발생기 로터를 회전으로 유지하고, 로터의 로킹을 방지하고, 그에 따라 이것이 실현 가능하자마자 터빈의 즉각 재시동을 허용하게 한다.
본 명세서에 개시된 요지의 일 실시예에 따르면, 가스 발생기 로터 및 관련 케이싱을 갖는 가스 발생기; 동력 터빈 로터 및 관련 케이싱을 갖는 동력 터빈 섹션; 및 상기 가스 발생기 로터와 선택적으로 결합된 저속 터닝 장치를 포함하는 항공 가스 터빈이 제공된다.
몇몇 실시예에 있어서, 가스 발생기는 축방향 압축기, 연소기, 고압 터빈 및 관련 케이싱, 샤프트, 베어링 등을 포함한다. 압축기 로터 및 고압 터빈 로터는 함께 가스 발생기 로터를 형성하며, 이 가스 발생기 로터는 케이싱 내에 단부 베어링에 의해 지지되는 공동 샤프트를 구비한다. 저속 터닝 장치는 터빈 운전정지후에 가스 발생기 로터를 회전 모션으로 유지하도록 설계 및 배치된다. 가스 발생기 로터의 저속 회전은 로터의 모든 부분이 실질적으로 균일한 방식으로 냉각되게 하는 것을 보장하며, 그에 따라 로터의 로킹을 회피한다.
몇몇 실시예에 있어서, 동력 터빈은 가스 발생기와 기계적으로 독립되어 있는데, 즉 동력 터빈 섹션의 로터 및 가스 발생기 로터는 일직선으로 배치된다. 연소 가스는 고압 터빈을 부분적으로 팽창시키고, 가스 발생기의 압축기에 동력을 공급한다. 다음에, 고압 터빈을 벗어나 유동하는 연소 가스는 동력 터빈 내에서 추가 팽창되어, 동력 터빈의 축 및 이에 연결된 부하를 회전으로 구동시키는 기계적인 동력을 제공한다. 따라서, 동력 터빈에서 팽창하는 가스로부터 추출된 전체 동력은 부하를 구동시키는데 사용된다.
일부 실시예에 있어서, 항공 가스 터빈은 직렬의 제 1 압축기 및 제 2 압축기를 포함하며, 제 1 압축기에 의해 부분적으로 가압된 공기는 제 2 압축기에서 추가로 압축된다. 이들 가스 터빈은 직렬의 고압 터빈 및 동력 터빈을 더 포함한다. 고압 터빈의 로터 및 제 2 압축기의 로터는 가스 발생기 로터를 형성한다. 동력 터빈의 로터는, 가스 발생기 로터에 공동축으로 연장되고 제 1 압축기를 회전으로 구동시키는 회전 샤프트에 의해 지지된다. 고압 터빈 내의 연소 가스의 팽창은 제 2 압축기를 구동시키기 위한 기계적인 동력을 발생하며; 동력 터빈 내의 연소 가스의 추가 팽창은 동력 터빈에 연결된 제 1 압축기 및 부하를 구동시키기 위한 기계적인 동력을 발생한다.
양 배치에 있어서, 가스 터빈의 운전정지시에, 가스 발생기 로터가 저속 터닝 장치에 의해 저속도로 회전 구동되도록, 저속 터닝 장치가 마련될 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 저속 터닝 장치는 가스 터빈의 보조 기어 박스의 포트에 연결된다. 보다 상세하게, 바람직한 실시예에 따르면, 터빈의 항공 분야를 위해 마련되지만, 터빈이 예를 들면 동력 발생, 기계적인 구동 등과 같은 산업 분야에서의 항공 터빈으로서 사용되는 경우 사용되지 않고 유지되는, 보조 기어 박스의 포트 중 하나에 저속 터닝 장치가 연결된다. 일부 실시예에 있어서, 저속 터닝 장치는 보조 기어 박스의 연료 펌프 포트에 연결되어 있다.
따라서, 본 명세서에 개시된 요지는 가스 발생기 및 가스 발생기 로터를 구비한 항공 가스 터빈에 관한 것이며, 보조 기어 박스, 상기 보조 기어 박스상의 연료 펌프 포트 및 상기 연료 펌프 포트에 연결된 저속 터닝 장치를 더 포함한다.
일부 실시예에 있어서, 동력 터빈 섹션은 제한된 개수의 팽창 섹션, 예를 들면 2개에서 8개 또는 6개의 섹션을 갖는 동력 터빈을 포함하며, 각각의 섹션은 터빈 케이싱에 의해 지지된 한 세트의 고정 블레이드와, 터빈 로터에 의해 지지된 한 세트의 회전 블레이드를 포함한다. 따라서, 동력 터빈 로터의 축방향 길이는 제한된다. 동력 터빈의 회전 부분과 고정 부분 사이에 상대적으로 큰 간극이 제공된다. 양 인자들은 임의의 가능한 휨과, 동력 터빈 섹션에서의 로터와 스테이터 사이의 기계적인 간극의 전체를 감소시키는데 기여한다. 따라서, 동력 터빈 로터의 저속 터닝은 통상적으로 필요하지 않다.
본 명세서에 개시된 추가 요지는 비상 운전정지후에 가스 터빈 로터 터닝을 위한 저속 터닝 장치로서, 예를 들면 전기 모터와, 기어 박스와, 기어 박스의 저속도 출력 부재에 비틀림 구속된 가동 출력 샤프트와 같은 작동 장치를 포함하며, 상기 가동 출력 샤프트는 작동 위치와 비작동 위치 사이에서 선택적으로 이동 가능하다. 가동 출력 샤프트는 슬라이딩 출력 샤프트일 수 있다.
다른 양태에 따르면, 운전정지시에 항공 가스 터빈 내의 가스 발생기 로터의 로킹을 제한하는 방법으로서, 상기 가스 터빈은 상기 가스 발생기 로터를 갖는 가스 발생기와, 동력 터빈을 포함하는, 로킹 제한 또는 방지 방법에 있어서,
운전정지시에, 가스 발생기 로터를 저속 터닝 장치에 기계적으로 연결시키는 단계와,
터빈이 재시동될 때까지 또는 가스 발생기 로터가 사전결정된 온도로 냉각될 때까지 가스 발생기 로터의 냉각 동안에 저속 터닝 장치에 의해 가스 발생기 로터를 저속도로 회전시키는 단계를 포함한다.
저속 터닝 속도는 통상적으로 150rpm 이하, 바람직하게는 100rpm 이하이다. 바람직한 실시예에 있어서, 상기 방법은 상기 저속 터닝 장치를 상기 항공 가스 터빈의 보조 기어 박스의 연료 펌프 포트에 연결하는 단계를 포함하며, 상기 포트는 항공 가스 터빈의 가스 발생기 로터에 연결된다.
특징부 및 실시예는 이하에 개시되며, 본 설명의 일체적인 부분을 형성하는 첨부된 특허청구범위에 추가 한정된다. 하기의 상세한 설명이 보다 잘 이해될 수 있도록 그리고 본 기술 분야에 대한 본 발명의 기여가 보다 잘 이해될 수 있도록, 상기 간략한 설명은 본 발명의 다양한 실시예의 특징을 설명하고 있다. 물론, 이후에 설명되고 그리고 첨부된 특허청구범위에 기재된 본 발명의 다른 특징이 있다. 이와 관련하여, 본 발명의 몇몇 실시예를 상세하게 설명하기 전에, 본 발명의 다양한 실시예는 구성의 설명으로 그리고 하기 설명에 기재되거나 또는 도면에 도시된 부품의 배치로 그들 분야가 제한되지 않는다. 본 발명은 다른 실시예로 될 수 있으며, 다양한 방법으로 실시 또는 실행될 수 있다. 또한, 여기에 이용된 어법 및 용어는 설명을 위한 것이며, 제한고자 하는 것이 아니라는 것을 이해해야 한다.
이와 같이, 개시에 의거한 설명은 본 발명의 몇몇 목적을 실행하기 위한 다른 구조체, 방법 및/또는 시스템을 설계하는 기본으로서 쉽게 이용될 수 있다는 것을 본 기술 분야에 숙련된 자들은 이해할 것이다. 따라서, 본 발명의 정신 및 영역을 벗어나지 않는 한 특허청구범위는 이러한 등가의 구성을 포함하는 것으로 간주되어야 하는 것이 중요하다.
본 발명의 개시된 실시예의 보다 완벽한 이해 및 그 수반되는 많은 이점은 첨부 도면을 참조하여 이뤄진 하기의 상세한 설명을 참조하여 이해하면 보다 쉽게 파악할 수 있다.
도 1은 예를 들면 압축기 또는 압축기 트레인과 같은 일반적인 작동 기계에 조합된 항공 가스 터빈의 도식적인 측면도 및 부분 단면도이다.
도 2는 도 1의 항공 가스 터빈의 단면도이다.
도 3은 가스 터빈의 보조 기어 박스와, 일 실시예의 조합된 저속 터닝 장치가 보조 기어 박스에 부착되어 있는 사시도이다.
도 4는 일 실시예에서의 저속 터닝 장치의 측면도 및 부분 단면도이다.
도 5는 저속 터닝 장치의 부품의 사시도이다.
도 6은 도 5의 Ⅵ-Ⅵ 선을 따라 취한 단면도이다.
도 7은 다른 실시예에서의 저속 터닝 장치의 단면도이다.
도 8 내지 도 10은 본 명세서에 개시된 요지에 따른 저속 터닝 장치가 마련된 항공 가스 터빈의 추가의 가능한 실시예를 개략적으로 도시한 도면이다.
예시적인 실시에의 하기 상세한 설명은 첨부 도면을 참조한다. 상이한 도면에서 동일한 도면부호는 동일하거나 유사한 요소를 가리킨다. 또한, 도면은 반드시 축척으로 도시한 것이 아니다. 또한, 하기의 상세한 설명은 본 발명을 제한하지 않는다. 대신에, 본 발명의 영역은 첨부된 특허청구범위에 의해 규정되어 있다.
명세서 전체에 있어서 "하나의 실시예" 또는 "일 실시예" 또는 "일부 실시예"는, 실시예와 관련되어 개시된 특정 특징부, 구조 또는 특징이 개시된 요지의 적어도 일 실시예에 포함되어 있다는 것을 의미한다. 따라서, 명세서에 있어서 다양한 위치에서의 문구 "하나의 실시예" 또는 "일 실시예" 또는 "일부 실시예"의 표현은 반드시 동일한 실시예(들)를 참조하는 것이 아니다. 또한, 특정 특징부, 구조 또는 특징은 하나 이상의 실시예에서 임의의 적당한 방법으로 조합될 수 있다.
도 1은, 작동 기계(3), 예를 들면 전기 발전기, 원심 압축기 또는 모든 다른 부하에 동력을 공급하도록 배치된 항공 가스 터빈(1)의 예시적인 실시예를 도시한 것이다. 원심 압축기(3)는 가스 액화 시스템 또는 구동될 항공 가스 터빈(1)으로부터의 기계적인 동력을 필요로 하는 다른 기계용의 냉장 가스 압축기일 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 기계(3)를 구동하게 될 항공 가스 터빈(1)을 시동시키기 위해, 예를 들면 전기 모터, 유압 모터, 공압 모터 등과 같은 시동 모터가 또한 제공된다.
일부 실시예에 있어서, 항공 가스 터빈(1)은 터빈의 냉각 단부 아래의 보조 기어 박스상에 배치된 시동 유압 모터(1A)(도시하지 않은 펌프 및 전기 모터에 의해 동력이 공급됨)를 포함한다.
이제 도 2를 참조하면, 일부 실시예에 있어서, 항공 가스 터빈(1)은, 입구를 갖는 압축기 전방 프레임 또는 벨 마우스(11)와, 케이싱(13)과, 샤프트(16) 상에 회전 가능하게 지지되고 케이싱(13) 내에 배치된 로터(14)를 포함하는 압축기 섹션(9)을 포함한다. 압축기 로터(14) 상의 회전 블레이드 및 케이싱(13) 상의 고정 블레이드는 공기가 벨 마우스(14)를 통해 흡입되어 압축되게 하고, 압축기 섹션(9)의 출구(15)로 공급되게 한다. 출구(15)는 연소기(17)와 유체 연통되어 있다. 압축기 섹션(9)을 빠져나가는 압축된 공기는 기상 또는 액상 연료와 함께 연소기(17)로 공급된다.
연소기(17)는 고압 터빈(19)과 유체 연통되어 있다. 고압 터빈(19)은 이를 통해 유동하는 연소 가스에 의해 회전으로 구동되며, 압축기 섹션(9)을 구동하도록 동력을 제공한다. 압축기를 구동시키기 위해서 고압 터빈(19)에 의해 유용한 동력의 일부만이 이용된다. 고압 터빈(19)을 빠져나가는 고온 가스는 여전히 가압되어 있으며, 기계적인 동력을 발생하도록 항공 가스 터빈의 하류 섹션에서 이용될 것이다.
압축기 섹션(9), 연소기(17) 및 고압 터빈(19)의 조합체는 통상적으로 가스 발생기라고 부르며, 도면에서 전체로서 도면부호(20)로 표시되어 있다.
압축기 섹션(9)의 로터(14)와, 고압 터빈(19)의 로터는 공동 샤프트(16)에 배치되며, 공동으로 가스 발생기 로터를 형성한다.
가스 발생기(20)에 의해 발생되어 고압 터빈(19)을 빠져나가는 가스는 하류의 동력 터빈 섹션을 통해 유동하며, 가스에 동반된 에너지는 기계적 에너지로 부분적으로 변형된다.
도면에 도시된 예시적인 실시예에 있어서, 동력 터빈 섹션은 스테이터(21S) 및 로터(21R)를 구비하는 저압 동력 터빈(21)을 포함한다. 도면에 도시된 실시예에 있어서, 동력 터빈(21)의 로터(21R)는 터빈 샤프트(22)상에 지지되고 터빈 샤프트에 비틀림 연결되어 있으며, 상기 터빈 샤프트(22)는 가스 발생기의 샤프트(16)로부터 기계적으로 분리되어 있다.
동력 터빈(21)은 다양한 개수의 팽창 스테이지를 포함할 수 있다. 도 2에 도시된 예시적인 실시예는 저속의 6-스테이지 동력 터빈을 포함한다. 다른 실시예는 예를 들면 고속의 2-스테이지 동력 터빈과 같은 고속 동력 터빈을 포함할 수 있다. 도면부호(23)에서 동력 터빈을 빠져나가는 배기 가스는 코제너레이션(co-generation)을 위해 사용되거나, 단순히 대기로 배출된다.
항공 가스 터빈은 LM2500+G4 LSPT 또는 LM2500 항공 가스 터빈일 수 있으며, 이들 양자는 미국 오하이오주 이븐데일 소재의 GE Aviation으로부터 시중에서 입수 가능하다. 다른 실시예에서, 항공 가스 터빈은 예를 들면 이탈리아 플로렌스 소재의 GE Oil and Gas로부터 시중에서 입수 가능한 PGT25+G4 항공 가스 터빈이나, 미국 텍사스주 휴스톤에 소재하는 Dresser-Rand Company로부터 시중에서 입수 가능한 Dresser-Rand Vectra(등록상표) 40G4일 수 있다. 다른 실시예에 있어서, 항공 가스 터빈은 이탈리아 플로렌스 소재의 GE Oil and Gas로부터 시중에서 입수 가능한 PGT25+, PGT16, PGT 20이나, 미국 오하이오주 이븐데일 소재의 GE Aviation으로부터 시중에서 입수 가능한 LM6000 항공 가스 터빈일 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 항공 가스 터빈 샤프트는 직접, 즉 직접 기계적 연결에 의해 기계(3)를 구동시킬 수 있고, 그 결과 기계(3)는 항공 가스 터빈의 동력 터빈 섹션과 동일한 속도로 회전한다. 다른 실시예에 있어서, 기어 박스는 동력 터빈의 샤프트와 기계(3)의 샤프트 사이에 배치될 수 있다. 특정 배치는, 사용된 동력 터빈의 종류(고속 또는 저속) 및/또는 기계(3)의 회전 속도에 의거하여, 설계 고려사항에 따라 좌우된다.
다른 실시예에 있어서, 항공 가스 터빈은 때때로 보조 기어 박스(AGB)(31)라고 불리는 보조 기어 박스(31)를 포함한다. 도시된 예시적인 실시예에 있어서, 보조 기어 박스(31)는 가스터빈의 냉각 단부에 그리고 보다 상세하게 가스 발생기(20)의 압축기 전방 프레임(11) 아래에 배치되어 있다. 보조 기어 박스(31)는 도시하지 않은 일련의 기어에 의해서 가스 발생기(20)의 샤프트(16)에 연결되어 있다. 도시된 실시예에 있어서, 시동 유압 모터(1A)는 보조 기어 박스(31)에 연결되어 있다.
항공기 분야에서, 터빈은 제트 엔진으로서 사용되며, 액체 연료에 의해 동력이 공급된다. 액체 연료는, 보조 기어 박스(31)에 배치되고 샤프트(16)에 의해 회전되는 출력 기어를 거쳐서 구동된 연료 펌프에 의해 통상적으로 공급된다. 보조 기어 박스는 연료 펌프의 연결을 위한 연료 펌프 포트를 구비한다. 따라서, 가스 발생기 로터의 회전은 연료 펌프로 전달된다. 이것은 연소기를 향한 연속적인 연료의 흐름을 보장하여 터빈이 연속적으로 작동될 수 있게 한다. 터빈이 산업 분야용 항공 터빈으로서 사용되는 경우, 연료 펌프를 구동시키기 위해 마련된 보조 기어 박스(31)의 포트는 재사용되며, 커버에 의해 밀봉식으로 폐쇄되어 있다. LM2500 가스 터빈의 설치 설계 매뉴얼(Installation Design Manual : IDM)에 있어서, 예를 들면 이러한 포트는 A17 포트로 명명되어 있다.
일부 실시예에 따르면, 항공 가스 터빈을 회전시키는 동시에 운전정지후에 냉각시키기 위한 저속 터닝 장치(33)는 보조 기어 박스(31)에 그리고 특히 연료 펌프를 구동시키기 위해 통상적으로 마련된 포트에 조합되어 있다.
이제 도 3 내지 도 6을 참조하여 저속 터닝 장치(33)의 일 실시예를 설명한다. 도면부호(35)는 보조 기어 박스(31)의 포트를 가리키며, 저속 터닝 장치(33)는 이 포트에 연결된다. 보조 포트(35)는 기어(39)에 비틀림 결합된 기계가공된 중공 샤프트(37)를 포함한다. 설명한 바와 같이, 예를 들면 도시하지 않은 한 세트의 치형이 부착된 휠과 같은 모션 전달 장치는 가스 발생기의 샤프트(16)와 기어(39) 사이에 마련되어 있다.
도면에 도시된 실시예에 있어서, 저속 터닝 장치(33)는 포트(35)의 내부 기계가공된 중공 샤프트(37)에 비틀림 결합된 플랜지(41)를 포함한다. 일부 실시예에 있어서, 플랜지(41)는 외부 스플라인형 샤프트(43) 및 로킹 기구에 의해서 내부 스플라인형 중공 샤프트(37)에 비틀림으로 그리고 축방향으로 결합되어 있다. 일부 실시예에 있어서, 로킹 기구는 절두원추형 형상일 수 있는 내부 팽창장치(42)를 포함한다. 내부 팽창장치(42)는 나사형 핀(42P)과 결합되는 중앙 나사형 구멍(42H)을 구비한다. 도 5에 도시된 바와 같이, 내부 팽창장치(42) 및 핀(42P)은 외부 스플라인형 샤프트(43)의 관통 구멍(43H) 내에 반대 측면에서 도입된다. 구멍(43H)의 내부 직경은 내부 팽창장치(42)의 최대 직경보다 작으며, 그 결과 나사형 핀(42P)에 의한 내부 팽창장치의 반경방향 팽창은 외부 스플라인형 샤프트(43)의 반경방향 팽창을 야기시키며, 상기 팽창은 외부 스플라인형 샤프트(43)에 기계가공된 종방향 슬릿에 의해 촉진된다. 도면에 도시된 실시예에 있어서, 외부 스플라인형 샤프트(43)는 플랜지(41)와 일체로 형성되어 있다. 도시하지 않은 다른 실시예에 있어서, 외부 스플라인형 샤프트(43) 및 플랜지(41)는 2개의 별개로 기계가공된 피스로 제조되며 그 후에 서로 비틀림 연결될 수 있다.
플랜지(41)는 기어 박스(45)를 통해 전기 모터(57)에 의해 회전 구동되는 가동 샤프트(44)에의 클러치 연결부를 포함한다. 샤프트(44)는 스플라인형 샤프트(43)를 결합 또는 분리시키기 위해 이동 가능하다. 일부 실시예에 있어서, 샤프트(44)는 슬라이딩 운동을 제공한다. 여기에서 슬라이딩 샤프트(44)라고도 표시된 가동 샤프트(44)를 이하에 설명한다.
일부 실시예에 있어서, 클러치 결합부는 복수의 아치형 슬롯(47)을 포함한다. 도시된 예에 있어서, 4개의 슬롯(47)이 제공된다. 아치형 슬롯(47)의 형상은 도 5의 Ⅵ-Ⅵ 선을 따라 취한 하나의 아치형 슬롯의 단면도를 도시하는 도 6을 참조하면 잘 이해될 수 있다. 각각의 아치형 슬롯(47)은 플랜지(41)의 전방 표면(41A)으로부터 상기 플랜지의 내부를 향해서 연장되는 경사진 바닥 표면(47A)을 구비한다. 각각의 아치형 슬롯(47)의 경사진 바닥 표면(47A)은 이후에 보다 명료해질 목적을 위해 각 핀(49)과 공동 작용하는 캠 프로파일을 형성한다. 핀(49)은 디스크(51)로부터 돌출되고, 다음에 이 디스크(51)는 모터 구동형 기어 박스(45)의 슬라이딩 샤프트(44)의 제 1 단부에 비틀림 결합되어 있다.
슬라이딩 샤프트(44)는 예를 들면 축방향으로 슬라이딩 가능하게 슬리브(52)에 슬라이딩식으로 결합되지만, 예를 들면 키-슬롯 장치 또는 스플라인형 커플링에 의해서 상기 슬리브에 비틀림 구속된다. 슬라이딩 샤프트(44)는 슬리브(52)와 일체로 회전하지만, 이중 화살표(f44)에 따라서 슬리브(52) 내에서 슬라이드될 수 있다. 슬리브(52)는 모터 구동형 기어 박스(45)의 하우징(53)에 회전식으로 지지되어 있다. 슬리브(52)는 전기 모터(57)에 의해 회전식으로 구동된다. 기어-워엄 장치(도시하지 않음)는 전기 모터(57)로부터의 회전 모션을 적당한 감속 비율을 갖고 슬리브(52)로 전달한다.
모터 구동형 기어 박스(45) 및 슬리브(52)는 보조 기어 박스(31)에 연결되어 있다. 일부 실시예에 있어서, 모터 구동형 기어 박스(45)는 보조 기어 박스(31)에 캔틸레버식으로 구속되어 있으며, 하우징(53)과, 포트(53) 상에 마련되고 포트에 연결된 커버(61) 사이에 스페이서(59)가 배치되어 있다.
슬라이딩 샤프트(44)의 제 2 단부는 감속기(55)의 하우징(53) 외측에서 액추에이터(65)를 향해 연장된다. 액추에이터(65)는 중공 스페이서(67)를 거쳐서 하우징(53) 상에 지지되며, 슬라이딩 샤프트(44)의 제 2 단부는 상기 중공 스페이서(67) 내로 연장된다. 액추에이터(67)는, 로킹 장치로서 작용하는 탄성 부재의 작용에 대해서 화살표(f4)에 따라서 슬라이딩 샤프트(44)를 축방향으로 변위시키는데 적절한, 전기 액추에이터, 전자기 액추에이터 또는 임의의 다른 액추에이터일 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 탄성 부재는, 슬리브(52) 또는 이와 일체인 부착부와 슬라이딩 샤프트(44)상의 숄더(71) 사이에 배치된 예를 들면 헬리컬 압축 스프링과 같은 스프링(69)이다. 탄성 부재(69)는, 분리 위치, 예를 들면 핀(49)이 플랜지(41)의 아치형 슬롯(47)으로부터 분리되는 위치에서 슬라이딩 샤프트(44)를 가압한다.
지금까지 기재된 저속 터닝 장치(33)의 작동은 하기와 같다. 항공 가스 터빈이 작동되는 경우, 액추에이터(65)는 전원이 차단된다. 슬라이딩 샤프트(44)는 탄성 부재(69)에 의해 비결합된 위치에 유지되며, 그 결과 핀(49)은 보조 플랜지(41)에 대해서 결합해제된다. 따라서, 탄성 부재(69)는 로킹 장치로서 기능하게 되는데, 그 이유는 탄성 부재가 슬라이딩 샤프트(44) 및 디스크(51)를 플랜지(41)에 대한 결합해제 위치에서 로킹, 즉 가압하여 유지하기 때문이다.
항공 가스 터빈의 운전정지시에, 저속 터닝 장치(33)는 작동된다. 액추에이터(65)는 동력이 공급되며, 슬라이딩 샤프트(44)를 화살표(f44)에 따라 포트(35)를 향해 밀어내며, 그 결과 핀(49)은 아치형 슬롯(47)과 결합된다. 아치형 슬롯(47)의 경사진 바닥 표면(47A)에 의해 형성된 캠 프로파일은 핀(49) 및 슬롯(47)의 상호 결합을 용이하게 한다. 모터(57)가 시동되고, 슬리브(52), 샤프트(44), 핀(49), 플랜지(41) 및 외부 스플라인형 샤프트(43)를 거쳐서 기어(39)를 회전 구동시킨다. 회전 모션은 가스 발생기(20)의 샤프트(16)로 전달되어, 가스 발생기는 저속 터닝으로 유지된다. 따라서, 터빈이 다시 시동될 때까지, 또는 기계의 온도가 상부 부분과 하부 부분 사이의 온도차로 인한 로터의 휨(bowing)이 무시해도 될 정도의 프로파일을 성취할 때까지, 압축기(14)의 로터 및 고압 터빈(19)의 로터를 포함한 가스 발생기 로터는 저속 터닝으로 유지된다.
에너지 소비를 감소시키기 위해서 일단 모터(57)에 의한 터빈의 저속 터닝이 개시되면 액추에이터(65)는 전원이 차단될 수 있다. 탄성 부재(69)가 핀(49)을 아치형 슬롯으로부터 분리시키는 것을 방지하기 위해서 적당한 수단이 마련될 수 있다. 이것은 예를 들면 적당한 마찰력에 의해, 또는 핀과 그에 따라 아치형 슬롯(47)의 측벽을 형상화함으로써 성취될 수 있다.
항공 가스 터빈은 상대적으로 경량의 기계이다. 감속기(55)를 통해 적당한 감속비가 마련된다면, 가스 발생기(20)의 샤프트(16)는 낮은 동력의 전기 모터(57)에 의해 저속으로 회전되는 것이 유지될 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 예를 들면 0.1㎾와 1.5㎾, 바람직하게는 1.0㎾ 이하의 동력을 갖는 상대적으로 소형 전기 모터에 의해 0.1rpm과 150rpm 사이의 회전 속도가 성취 및 유지될 수 있다. 바람직한 rpm 값은, 0.1㎾와 1.5㎾ 사이, 예를 들면 0.3㎾와 1.0㎾ 사이, 바람직하게는 0.3㎾와 0.6㎾ 사이의 정격 출력을 갖는 전기 모터(57)를 이용하여 10rpm과 50rpm 사이, 예를 들면 18rpm과 30rpm 사이의 범위이다. 상술한 수치 값은 단지 예로서 주어진 것이며 제한하고자 하는 것이 아님을 이해해야 한다.
따라서, 전기 모터(57)는 그리드 동력을 이용할 수 없을 때 조차도 밧데리 또는 다른 장치와 같은 비상 전기 에너지원에 의해 동력이 공급될 수 있다. 비상 전기 에너지원은 도 2에서 도면부호(58)로 개략적으로 도시되어 있다.
가스 발생기(20)의 로터에 대한 저속 터닝 속도는, 고압 터빈 섹션 뿐만 아니라 축방향 압축기 섹션(9) 양자 모두에서 로터의 상부 부분과 하부 부분 사이의 온도차로 인한 로터의 휨을 감소시키고 그리고 로터의 로킹을 방지하기에 충분하다. 터빈이 재시동되는 경우, 일단 스플라인형 샤프트(43)의 회전 속도가 슬라이딩 샤프트(44)의 속도를 초과하면, 아치형 슬롯(47)의 경사진 바닥 표면(47A)에 의해 형성된 캠 프로파일은 슬라이딩 샤프트(44)를 플랜지(41)로부터 자동적으로 분리시킨다. 전기 모터(57)는 정지될 수 있다. 탄성 부재(69)는 슬라이딩 샤프트(44)의 후진 운동을 돕고, 일단 터빈이 재시동되면 저속 터닝 장치(33)의 우연한 재결합을 방지하는 로킹 장치로서 작용한다. 따라서, 저속 터닝 장치(33)의 손상이 방지된다.
도 7은 변형된 실시예에 있어서 저속 터닝 장치(33)의 단면도이다. 동일한 도면부호는 도 4와 동일하거나 유사한 부품을 가리킨다. 이러한 실시예에 있어서, 슬라이딩 샤프트(44)는 로킹 장치(101)에 의해서 도면에 도시된 분리된 위치에서 로크된다. 로킹 장치(101)는 슬라이딩 샤프트(44)에 형성된 환형 시트(44S)에서 돌출하는 복수의 구형 요소(102)를 포함한다. 각각의 구형 요소(102)는 중공 핀(103)에 부분적으로 수용되며, 이 중공 핀으로부터 환형 시트(44S0 내로 돌출된다. 나선형 스프링(104)은 각각의 핀(103) 내로 수용되며, 환형 시트(44S)에 결합된 상기 구형 요소(102)를 유지하도록 구형 요소(102)를 반경 방향으로 탄성적으로 바이어스시킨다.
환형 시트(44S)는 대략 반경방향 부착부와, 이 반경방향 부착부로부터 액추에이터(65)를 향해 연장되는 경사진, 대략 원추형 벽을 갖도록 형성되어 있다. 이러한 배치는, 터빈의 저속 롤링이 요구되는 경우, 슬라이딩 샤프트(44)가 결합된 위치에서 플랜지(41)를 향해 이동되는 동안에 액추에이터(65)가 스프링(104)의 힘을 극복하기에 충분한 축방향 스러스트를 제공하여 구형 요소(102)가 환형 시트(44S)의 원추형 벽을 따라서 구르게 할 때까지, 구형 요소(102)를 거쳐서 스프링(104)에 의해 발휘된 스러스트는 슬라이딩 샤프트(44)를 분리된 위치에 유지하도록 한다. 일단 슬라이딩 샤프트(44)가 플랜지(41)에 접근하고 그리고 핀(49)이 아치형 슬롯(47)에 결합되면, 구형 요소(102)는 슬라이딩 샤프트(44)의 원통형 외부 표면 부분과 접촉되며, 그 결과 스프링(104)은 슬라이딩 샤프트(44) 상에 어떠한 축방향 힘도 더 이상 발생시키지 않는다. 액추에이터(65)는 전원이 차단될 수 있다.
저속 터닝의 주기 후에 가스 터빈이 다시 시동되는 경우, 슬라이딩 샤프트(44)는 핀(49) 상에서 작용하는 아치형 슬롯(47)의 경사진 바닥 표면(47A)의 조합된 작용에 의해 그리고 구형 요소(102)상에서 작용하는 스프링(104)의 반경방향 힘에 의해 도 7에 도시된 분리된 로킹된 위치로 복귀된다. 우선, 슬라이딩 샤프트(44)의 회전 속도를 초과하는 스플라인형 샤프트(43)의 회전 속도로 인해서, 핀(49)은 아치형 슬롯의 경사진 바닥 표면(47A)에 의해 발휘된 축방향 스러스트에 의해 아치형 슬롯(47)에서 벗어나도록 밀어낸다. 슬라이딩 샤프트(44)의 축방향 후진 운동은 구형 요소(102)가 슬롯(44S)의 경사진 원추형 표면이 다시 결합되게 한다. 따라서, 스프링(104)에 의해 발휘된 반경방향 스러스트는, 도 7의 최종 후퇴 위치에 다시 도달될 때까지 슬라이딩 샤프트(44)를 추가 후퇴 이동시킨다. 다음에, 로킹 장치(101)는 액추에이터(69)에 다시 동력이 공급될 때까지 슬라이딩 샤프트(44)를 후퇴 위치에 유지한다.
일부 실시예에 있어서, 터빈의 저속 터닝을 차단하기 위해, 회전하는 가스 발생기 로터(20)가 저항 토크를 발생시키는 케이싱에 접촉하도록, 예를 들면 압축기 블레이드의 팁이 압축기 케이싱의 내부 표면에 대해서 긁어내도록 안전 제어가 제공될 수 있다.
일부 예시적인 실시예에 있어서, 이러한 안전 제어는 저속 터닝 모터(57)와 가스 로터 샤프트(20) 사이, 예를 들면 저속 터닝 모터(57)와 슬라이딩 샤프트(44) 사이에서 클러치에 의해 기계적으로 제공된다.
다른 실시예에 있어서, 기계적인 제어와 조합으로 또는 기계적인 제어에 대한 변형으로서, 전자 제어가 제공될 수 있다. 터빈의 저속 터닝을 전자적으로 제어 및 정지시키는 하나의 방법은 전기 모터(57)에 의해 흡수된 동력을 제어하는 것이다. 일부 실시예에 있어서, 도 2에 개략적으로 도시되고 도면부호(60)로 표시된 제어 유닛과, 전류 센서(도시하지 않음)가 제공될 수 있다. 전류 센서는 모터(57)에 의해 흡수된 전류에 비례하는 신호를 제공한다. 상기 전류는 모터에 의해 흡수된 동력에 비례한다. 검출된 전류에 비례하는 값은 문턱값과 비교될 수 있으며, 전기 모터(57)는 전원이 차단될 수 있고, 그에 따라 터빈의 저속 터닝을 정지시키고, 전류 문턱값이 초과된다.
이것은 저속 터닝 장치의 작동 안전성을 증가시킨다.
상기에서 설명된 가스 터빈은 압축기와, 제 1 샤프트에 의해서 상기 압축기에 구동식으로 연결된 고압 터빈과, 상기 제 1 샤프트와 독립된 제 2 샤프트, 즉 가스 발생기 샤프트에 의해 지지된 동력 터빈을 포함한다. 상기에서 설명된 바와 같이 저속 터닝 장치와 조합되어 다른 항공 가스 터빈 장치가 사용될 수 있다.
도 8은 하나가 다른 하나와 유체 연통되는 하기의 연속적으로 배치된 터보 머신, 즉 저압 압축기(201), 고압 압축기(203), 고압 터빈(205) 및 저압 터빈(207)으로 구성되는 항공 가스 터빈(200)을 개략적으로 도시한 것이다. 우선, 새로운 공기는 저압 압축기(201)에서 중간 압력으로 압축되고, 최종 압력에서 공기를 압축하는 고압 압축기(203)로 분배된다. 연소실(208)에서 고압 압축기(203)에 의해 분배된 압축된 공기 흐름에 연료가 추가된다. 그 결과 연소실(208)로부터의 고압 및 고온의 연소 가스는 고압 터빈(205) 및 저압 터빈(207)에서 팽창된다. 고압 터빈(207)은 제 1 샤프트(209)를 거쳐서 고압 압축기(203)에 기계적으로 연결된다. 고압 터빈(205)에서 가스 팽창에 의해 발생된 기계적인 동력은 고압 압축기(203)를 구동시키는데 사용된다. 제 2 샤프트(211)는 제 1 샤프트(209)를 통해서 공동축으로 연장되고, 저압 압축기(201) 및 저압 터빈(207)을 기계적으로 연결시킨다. 저압 터빈(207)에서의 가스 팽창에 의해 발생된 기계적인 동력은 저압 압축기(201)를 회전시키는데 부분적으로 사용된다. 초과 동력은 부하(215, 217)를 구동시키는데 사용된다. 도시된 실시예에 있어서, 제 2 샤프트(211)는 기어 박스(219)를 거쳐서 부하(215, 217)에 기계적으로 연결된다. 부하(215, 217)는 예를 들면 제 1 압축기(215) 및 제 2 압축기(217)를 포함하는 압축기 트레인에 의해 형성되고, 종동 샤프트(221)에 의해 회전된다.
보조 기어 박스(31)는 고압 압축기(203)의 냉각 단부에 마련된다. 상기 보조 기어 박스(31)는 액체 연료 펌프를 구동시키도록 구성된 연료 펌프 구동 포트를 포함한다. 가스 터빈이 도 8에 도시된 실시예에서와 같이 산업 분야에서 사용되는 경우, 보조 기어 박스(31)의 연료 펌프 포트는 저속 터닝 장치(33)를 연결시키는데 사용된다. 저속 터닝 장치(33)는 도 3 내지 도 7을 참조하여 상술한 바와 같이 설계될 수 있다. 저속 터닝 장치(33)는 고속 압축기(203), 샤프트(209) 및 고압 터빈(205)으로 구성된 가스 발생기 로터를 저속 터닝 조건 하에서 유지한다.
도 9는 저속 터닝 장치(33)를 포함하는 가스 터빈 레이아웃의 다른 실시예를 도시한 것이다. 도 9의 실시예에 있어서, 가스 터빈(300)은 하나가 다른 하나와 유체 연통되는 하기의 연속적으로 배치된 터보 머신, 즉 저압 압축기(301), 고압 압축기(303), 고압 터빈(305), 제 1 저압 터빈(307) 및 제 2 저압 터빈(310)을 포함한다. 새로운 공기는 저압 압축기(301)에서 압축되고, 인터쿨러(302)에서 냉각되며, 압축된 공기 흐름에 연료가 추가되는 연소실(308)로 공급되기 전에 최종 압축을 위해 고압 압축기(303)로 분배된다. 그 후에, 연소실(308)로부터의 고압 및 고온의 연소 가스는 고압 터빈(305)에서, 제 1 저압 터빈(307)에서 그리고 제 2 저압 터빈(310)에서 팽창된다. 고압 터빈(307)은 제 1 샤프트(309)를 거쳐서 고압 압축기(303)에 기계적으로 연결된다. 고압 터빈(305)에서의 가스 팽창에 의해 발생된 기계적 동력은 고압 압축기(303)를 구동하는데 이용된다. 제 2 샤프트(311)는 제 1 샤프트(309)를 통해 공동축으로 연장되며, 저압 압축기(301) 및 제 1 저압 터빈(307)을 기계적으로 연결한다. 제 1 저압 터빈(307)에서의 가스 팽창에 의해 발생된 기계적인 동력은 저압 압축기(301)를 회전시키는데 이용된다. 제 1 저압 터빈(307)으로부터의 연소 가스는 제 2 저압 터빈(310)에서 또한 팽창되며, 제 2 저압 터빈의 샤프트(311)는 제 2 샤프트(311)로부터 기계적으로 분리되며, 부하(315)를 구동시킨다. 만일 제 2 저압 터빈(310)의 회전 속도가 부하(315)의 회전 속도와 상이하다면, 기어 박스(319)는 상기 2개의 터보 머신 사이에 개재될 수 있다.
보조 기어 박스(31)는 고압 압축기(303)의 냉각 단부에 마련되며, 저속 터닝 장치(33)는 보조 기어 박스(31)의 포트, 예를 들면 액체 연료 펌프를 구동시키도록 마련된 포트에 연결된다. 저속 터닝 장치(33)는 도 3 내지 도 7을 참조하여 상술한 바와 같이 설계된다. 작동되는 경우, 저속 터닝 장치(33)는 가스 발생기 로터를 저속 터닝 조건에서 유지하며, 상기 가스 발생기 로터는 제 1 샤프트(309), 고압 압축기(303) 및 고압 터빈(305)으로 구성된다.
도 10은 저속 터닝 장치(33)를 포함하는 가스 터빈 레이아웃의 다른 실시예를 도시한 것이다. 도 10의 실시예에 있어서, 가스 터빈(400)은 하나가 다른 하나와 유체 연통되는 하기의 연속적으로 배치된 터보 머신, 즉 제 1 저압 압축기(401), 제 2 저압 압축기(403), 고압 압축기(405), 고압 터빈(407), 제 1 저압 터빈(409) 및 제 2 저압 터빈(411)을 포함한다. 그 결과 새로운 공기는 3개의 압축기(401, 403, 405)에 의해 3개 스테이지 압축 프로세스에서 압축된다. 인터쿨러(402, 404)는 각각 제 1 저압 압축기(401)와 제 2 저압 압축기(403) 사이 그리고 제 2 저압 압축기(403)와 고압 압축기(405) 사이에 마련될 수 있다. 연료는 연소실(412)에서 압축된 공기에 혼합되며, 그에 따라 결과적인 연소 가스는 고압 터빈(407)에서 그리고 2개의 저압 터빈(409, 411)에서 팽창된다. 고압 터빈(407)에서 가스 팽창에 의해 회복된 동력은 제 1 샤프트(413)를 거쳐서 고압 압축기(405)를 구동시키는데 사용된다. 제 2 샤프트(415)는 제 1 저압 터빈(409)을 제 2 저압 압축기(403)에 연결시키고, 제 1 샤프트(413) 내측에서 공동축으로 연장된다. 따라서, 제 1 저압 터빈에서의 연소 가스의 팽창에 의해 회복된 동력은 제 2 저압 압축기(403)를 회전시키는데 사용된다. 제 2 저압 터빈은 제 3 샤프트(417)를 통해서 제 1 저압 압축기(401)에 기계적으로 연결된다. 제 2 저압 터빈(414)에 의해 회복된 기계적인 동력의 일부분은 제 1 저압 압축기(401)를 회전시키는데 사용된다. 샤프트(417)상의 나머지 동력은 부하(420)를 구동시키는데 사용된다. 만일 부하(420)가 제 2 저압 터빈(414)의 속도와 상이한 회전 속도로 회전된다면, 기어 박스(423)는 제 3 샤프트(417)와 부하(420) 사이에 마련될 수 있다.
보조 기어 박스(31)는 고압 압축기(405)의 냉각 단부에 마련되며, 저속 터닝 장치(33)는 보조 기어 박스(31)의 포트, 예를 들면 액체 연료 펌프를 구동시키기 위해 마련된 포트에 연결된다. 저속 터닝 장치(33)는 도 3 내지 도 7을 참조하여 상술한 바와 같이 설계될 수 있다. 가스 발생기 로터는 제 1 샤프트(413), 고압 압축기(405) 및 고압 터빈(407)으로 구성되며, 터빈 운전정지후에 저속 터닝 장치(33)에 의해 회전으로 유지된다.
본 명세서에 개시된 요지의 개시된 실시예는 도면에 도시되어 있고, 몇몇 예시적인 실시예와 관련하여 특별히 상세하게 상술되었지만, 여기에 개시된 신규한 기술, 원리 및 개념과, 첨부된 특허청구범위에 기재된 요지의 이점을 실질적으로 벗어남이 없이 많은 변경, 수정 및 생략이 본 기술 분야에 숙련된 자들에 이해 이뤄질 수 있다는 것을 이해해야 한다. 따라서, 개시된 발명의 적절한 영역은 모든 이러한 변경, 수정 및 생략을 포함하고자 하는 첨부된 특허청구범위의 가장 넓은 해석에 의해서만 결정되어야 한다. 또한, 임의의 프로세스 또는 방법의 순서 또는 시퀀스는 변형 실시예에 따라 다양해질 수 있거나 재시퀀스화될 수 있다.

Claims (29)

  1. 가스 발생기(20), 가스 발생기 로터, 동력 터빈 섹션 및 저속 터닝 장치(33)를 포함하는 항공 가스 터빈으로서, 상기 저속 터닝 장치는 터빈 운전정지후에 상기 가스 발생기 로터를 회전 모션으로 유지하도록 설계 및 배치되어 있는
    항공 가스 터빈.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 항공 가스 터빈은 보조 기어 박스(31)를 포함하며,
    상기 저속 터닝 장치(33)는 선택적으로 상기 보조 기어 박스(31)에 결합가능하며 그리고 상기 보조 기어 박스(31)로부터 분리가능한
    항공 가스 터빈.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 저속 터닝 장치(33)는 선택적으로 상기 보조 기어 박스의 연료 펌프 포트에 결합가능하며 그리고 상기 연료 펌프 포트로부터 분리가능한
    항공 가스 터빈.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 보조 기어 박스(31)는 상기 가스 발생기 로터에 구동식으로 연결되어 있는
    항공 가스 터빈.
  5. 제 4 항에 있어서,
    중공 스플라인형 샤프트(37)가 마련된 보조 기어 박스(31)를 포함하며,
    제 1 클러치 부분(41, 43)이 상기 중공 스플라인형 샤프트(37)에 회전식으로 결합되어 있으며,
    제 2 클러치 부분(51)이 선택적으로 상기 제 1 클러치 부분(41, 43)에 결합가능하며 그리고 상기 제 1 클러치 부분(41, 43)으로부터 분리가능한
    항공 가스 터빈.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 제 1 클러치 부분은 슬롯(47)을 포함하며, 상기 제 2 클러치 부분은 선택적으로 상기 슬롯(47) 내로 결합가능하거나 또는 반대로 결합가능한 핀(49)을 포함하는
    항공 가스 터빈.
  7. 제 1 항 내지 제 6 항 중 하나 이상의 항에 있어서,
    상기 저속 터닝 장치(33)는 상기 저속 터닝 장치(33)를 상기 가스 발생기 로터에 선택적으로 결합시키기 위한 액추에이터(65)를 포함하는
    항공 가스 터빈.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 액추에이터(65)는 터빈 운전정지시에 동력공급하도록 제어 및 배치된 전기 액추에이터인
    항공 가스 터빈.
  9. 제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 저속 터닝 장치(33)는 전기 모터(57)와, 가동 샤프트(44)와, 전기 모터(57)와 가동 샤프트(44) 사이의 기어 박스(45)를 포함하며, 상기 가동 샤프트(44)는, 상기 가동 샤프트가 상기 가스 발생기 로터에 결합되어 있는 작동 위치와, 상기 가동 샤프트(44)가 상기 가스 발생기 로터로부터 분리되어 있는 비작동 위치 사이에서 선택적으로 이동 가능한
    항공 가스 터빈.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 가동 샤프트(44)는 상기 저속 터닝 장치(33)의 상기 기어 박스(45)의 저속도 출력 부재(52) 내에 슬라이딩 가능하게 수용되어 있는
    항공 가스 터빈.
  11. 제 10 항에 있어서,
    상기 가동 샤프트(44)는 로킹 장치(69, 101)에 의해 상기 비작동 위치에서 유지되며,
    상기 액추에이터(65)는 상기 로킹 장치(69, 101)의 작용에 대해서 상기 비작동 위치로부터 상기 작동 위치까지 상기 가동 샤프트(44)를 선택적으로 이동시키도록 배치 및 제어되는
    항공 가스 터빈.
  12. 제 1 항 내지 제 11 항 중 하나 이상의 항에 있어서,
    상기 저속 터닝 장치(33)에 동력을 공급하기 위한 비상 에너지원(58)을 포함하는
    항공 가스 터빈.
  13. 제 12 항에 있어서,
    상기 비상 에너지원은 전기 어큐뮬레이터(58)를 포함하는
    항공 가스 터빈.
  14. 제 1 항 내지 제 13 항 중 하나 이상의 항에 있어서,
    만일 상기 가스 발생기 로터 상의 저항 토크가 문턱값을 초과한다면, 상기 저속 터닝 장치(33)를 비활성화시키기 위한 제어 장치를 포함하는
    항공 가스 터빈.
  15. 터빈의 운전정지후에 항공 가스 터빈의 가스 발생기 로터를 터닝시키기 위한 저속 터닝 장치(33)로서, 전기 모터(57)와, 기어 박스(45)와, 상기 기어 박스(45)의 저속도 출력 부재(52)에 비틀림 구속되어 있는 가동 샤프트(44)를 포함하며, 상기 가동 샤프트(44)는 작동 위치와 비작동 위치 사이에서 선택적으로 이동 가능한
    저속 터닝 장치.
  16. 제 15 항에 있어서,
    상기 가동 샤프트(44)는 상기 저속도 출력 부재(52)에 슬라이딩 가능하게 수용되어 있는
    저속 터닝 장치.
  17. 제 15 항 또는 제 16 항에 있어서,
    상기 가동 샤프트(44)를 상기 비작동 위치에서 유지하기 위한 로킹 장치(69, 101)와, 상기 로킹 장치(69, 101)의 작용에 대해서 상기 가동 샤프트(44)를 상기 비작동 위치로부터 상기 작동 위치까지 선택적으로 이동시키도록 배치 및 제어되는 액추에이터(65)를 포함하는
    저속 터닝 장치.
  18. 제 15 항 내지 제 17 항 중 하나 이상의 항에 있어서,
    상기 전기 모터에 동력을 공급하기 위한 비상 에너지원(58)을 포함하는
    저속 터닝 장치.
  19. 제 18 항에 있어서,
    상기 비상 에너지원은 전기 어큐뮬레이터(58)를 포함하는
    저속 터닝 장치.
  20. 제 15 항 내지 제 19 항 중 하나 이상의 항에 있어서,
    만일 상기 가스 발생기 로터 상의 저항 토크가 문턱값을 초과한다면, 상기 저속 터닝 장치(33)를 정지시키기 위한 제어 장치를 포함하는
    저속 터닝 장치.
  21. 운전정지시에 항공 가스 터빈 내의 가스 발생기 로터의 로킹을 제한 또는 방지하는 방법으로서, 상기 터빈은 상기 가스 발생기 로터를 갖는 가스 발생기(20)와, 동력 터빈(21)을 포함하는, 로킹 제한 또는 방지 방법에 있어서,
    운전정지시에, 상기 가스 발생기 로터를 저속 터닝 장치에 기계적으로 연결시키는 단계와,
    상기 터빈이 재시동될 때까지 또는 상기 가스 발생기 로터가 선택된 온도 조건에 도달될 때까지 상기 가스 발생기 로터의 냉각 동안에 상기 저속 터닝 장치(33)에 의해 상기 가스 발생기 로터를 감소된 속도로 회전시키는 단계를 포함하는
    로킹 제한 또는 방지 방법.
  22. 제 21 항에 있어서,
    상기 가스 발생기 로터는 상기 항공 가스 터빈의 보조 기어 박스(31)를 통해서 상기 저속 터닝 장치(33)에 연결되어 있는
    로킹 제한 또는 방지 방법.
  23. 제 21 항 또는 제 22 항에 있어서,
    상기 가스 발생기 로터는 상기 항공 가스 터빈의 연료 펌프 포트를 통해서 상기 저속 터닝 장치(33)에 연결되어 있는
    로킹 제한 또는 방지 방법.
  24. 제 21 항 내지 제 23 항 중 어느 한 항에 있어서,
    비상 에너지 동력원(58)에 의해 상기 저속 터닝 장치에 동력을 공급하는 단계를 포함하는
    로킹 제한 또는 방지 방법.
  25. 제 21 항 내지 제 24 항 중 하나 이상의 항에 있어서,
    비상 전기 어큐뮬레이터(58)에 의해 상기 저속 터닝 장치에 동력을 공급하는 단계를 포함하는
    로킹 제한 또는 방지 방법.
  26. 제 21 항 내지 제 25 항 중 하나 이상의 항에 있어서,
    상기 가스 발생기 로터는 냉각 동안에, 150rpm 이하, 바람직하게 1rpm과 150rpm 사이, 보다 바람직하게 10rpm과 50rpm 사이, 가장 바람직하게 18rpm과 30rpm 사이의 회전 속도로 유지되는
    로킹 제한 또는 방지 방법.
  27. 제 21 항 내지 제 26 항 중 하나 이상의 항에 있어서,
    만일 상기 가스 발생기 로터의 저항 토크가 문턱값을 초과한다면, 상기 가스 발생기 로터의 상기 회전을 정지시키는 단계를 포함하는
    로킹 제한 또는 방지 방법.
  28. 제 21 항 내지 제 27 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 저속 터닝 장치에 의해 흡수된 전력에 비례하는 매개변수를 검출하는 단계와, 상기 전력이 문턱값을 초과한다면 상기 저속 터닝 장치를 정지시키는 단계를 포함하는
    로킹 제한 또는 방지 방법.
  29. 제 21 항 내지 제 28 항 중 하나 이상의 항에 있어서,
    비상 전기 에너지원에 의해 상기 저속 터닝 장치에 동력을 공급하는 단계를 포함하는
    로킹 제한 또는 방지 방법.
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Families Citing this family (50)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104632287A (zh) * 2014-01-03 2015-05-20 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 圆形缸轴向隔离流体机构及包括其的装置
CN104632288A (zh) * 2014-01-09 2015-05-20 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 圆形缸轴向隔离同轮控制流体机构及包括其的装置
FR3039217B1 (fr) * 2015-07-22 2017-07-21 Snecma Aeronef comportant une turbomachine integree au fuselage arriere comportant un systeme de blocage des soufflantes
FR3042539B1 (fr) * 2015-10-16 2017-11-24 Labinal Power Systems Systeme anti-flexion pour turbomachine d'aeronef
US10508567B2 (en) 2016-02-12 2019-12-17 United Technologies Corporation Auxiliary drive bowed rotor prevention system for a gas turbine engine through an engine accessory
US10040577B2 (en) 2016-02-12 2018-08-07 United Technologies Corporation Modified start sequence of a gas turbine engine
US10174678B2 (en) 2016-02-12 2019-01-08 United Technologies Corporation Bowed rotor start using direct temperature measurement
US10436064B2 (en) 2016-02-12 2019-10-08 United Technologies Corporation Bowed rotor start response damping system
US9664070B1 (en) 2016-02-12 2017-05-30 United Technologies Corporation Bowed rotor prevention system
US10125691B2 (en) 2016-02-12 2018-11-13 United Technologies Corporation Bowed rotor start using a variable position starter valve
US10508601B2 (en) 2016-02-12 2019-12-17 United Technologies Corporation Auxiliary drive bowed rotor prevention system for a gas turbine engine
US10125636B2 (en) 2016-02-12 2018-11-13 United Technologies Corporation Bowed rotor prevention system using waste heat
US10539079B2 (en) 2016-02-12 2020-01-21 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine using aircraft-derived parameters
US10443505B2 (en) 2016-02-12 2019-10-15 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine
US10443507B2 (en) 2016-02-12 2019-10-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine bowed rotor avoidance system
US10598047B2 (en) * 2016-02-29 2020-03-24 United Technologies Corporation Low-power bowed rotor prevention system
US10787933B2 (en) 2016-06-20 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Low-power bowed rotor prevention and monitoring system
US10473034B2 (en) 2016-07-05 2019-11-12 Hamilton Sundstrand Corporation Gas turbine engine starter reduction gear train with geared rotary actuator
US10495003B1 (en) * 2016-07-05 2019-12-03 Hamilton Sunstrand Corporation Gas turbine engine starter reduction gear train with jacking and planetary geared transmission
US10473164B2 (en) * 2016-07-05 2019-11-12 Hamilton Sundstrand Corporation Mechanical shear fuse for engine motoring system
US10358936B2 (en) 2016-07-05 2019-07-23 United Technologies Corporation Bowed rotor sensor system
US10330016B2 (en) * 2016-07-05 2019-06-25 Hamilton Sundstrand Corporation Gas turbine engine starter reduction gear train with stacked planetary gear systems
EP3273006B1 (en) 2016-07-21 2019-07-03 United Technologies Corporation Alternating starter use during multi-engine motoring
US10618666B2 (en) 2016-07-21 2020-04-14 United Technologies Corporation Pre-start motoring synchronization for multiple engines
EP3273016B1 (en) 2016-07-21 2020-04-01 United Technologies Corporation Multi-engine coordination during gas turbine engine motoring
US10384791B2 (en) 2016-07-21 2019-08-20 United Technologies Corporation Cross engine coordination during gas turbine engine motoring
US10221774B2 (en) 2016-07-21 2019-03-05 United Technologies Corporation Speed control during motoring of a gas turbine engine
US10787968B2 (en) 2016-09-30 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine motoring with starter air valve manual override
US10443543B2 (en) 2016-11-04 2019-10-15 United Technologies Corporation High compressor build clearance reduction
US10823079B2 (en) 2016-11-29 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Metered orifice for motoring of a gas turbine engine
EP3382160B1 (en) * 2017-03-28 2020-10-21 Ge Avio S.r.l. Gas turbine engine turning system and operating method thereof
US10648368B2 (en) 2017-03-29 2020-05-12 Hamilton Sundstrand Corporation Drive assembly for a gas turbine engine
US10683900B2 (en) 2017-03-29 2020-06-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Clutch device for gas turbine engines
US10378442B2 (en) 2017-03-31 2019-08-13 The Boeing Company Mechanical flywheel for bowed rotor mitigation
US10208629B2 (en) 2017-03-31 2019-02-19 The Boeing Company Piezo-electric motor for bowed rotor mitigation
US11022004B2 (en) 2017-03-31 2021-06-01 The Boeing Company Engine shaft integrated motor
US10753225B2 (en) 2017-03-31 2020-08-25 The Boeing Company Engine turning motor via pneumatic or hydraulic motor
US10427632B2 (en) 2017-03-31 2019-10-01 The Boeing Company Bowed rotor nacelle cooling
GB201706361D0 (en) * 2017-04-21 2017-06-07 Rolls Royce Plc An auxiliary rotation device for a gas turbine engine and a method of cooling a rotor of a gas turbine engine using an auxiliary rotation device
US10823080B2 (en) * 2017-05-31 2020-11-03 General Electric Company Dual accessory gearbox
US10526974B2 (en) 2017-08-14 2020-01-07 Unison Industries, Llc Decoupler assembly for engine starter
US10781754B2 (en) 2017-12-08 2020-09-22 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for rotor bow mitigation
US10823014B2 (en) * 2017-12-13 2020-11-03 General Electric Company Turbine engine for reducing rotor bow and method thereof
US11549392B2 (en) 2017-12-14 2023-01-10 General Electric Company Structure and method to mitigate rotor bow in turbine engine
US10718231B2 (en) 2017-12-15 2020-07-21 General Electric Company Method and system for mitigating bowed rotor operation of gas turbine engine
US10760498B2 (en) 2018-01-04 2020-09-01 General Electric Company System and method for removing rotor bow in a gas turbine engine using mechanical energy storage device
IT201800003136A1 (it) 2018-02-28 2019-08-28 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Turbina a gas aero-derivata con gestione termica migliorata
EP3647539A1 (en) * 2018-10-30 2020-05-06 Siemens Aktiengesellschaft Safety apparatus
US11015659B2 (en) * 2019-03-15 2021-05-25 General Electric Company Bowed rotor prevention system for turbomachinery
GB2616901A (en) * 2022-03-25 2023-09-27 Rolls Royce Plc System and method for use with gas turbine engine

Family Cites Families (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1951875A (en) * 1932-08-06 1934-03-20 Cutler Hammer Inc Power transmission mechanism
GB656684A (en) * 1947-11-13 1951-08-29 Bendix Aviat Corp Improvements in or relating to engine starters
US2617253A (en) * 1950-09-23 1952-11-11 Gen Electric Safety control system for cooling a gas turbine power plant on shutdown
US2962597A (en) * 1959-06-09 1960-11-29 Westinghouse Electric Corp Power plant apparatus
GB1136584A (en) * 1966-01-19 1968-12-11 Rolls Royce Gas turbine engine accessory drive systems
US3793905A (en) * 1972-08-14 1974-02-26 Twin Disc Inc Gas turbine starting and auxiliary turning mechanism
US3951008A (en) * 1975-01-08 1976-04-20 Twin Disc, Incorporated Power transmitting mechanism for starting a high inertia load and having retarder means for auxiliary starting motor
CH616727A5 (en) * 1975-09-03 1980-04-15 Bbc Brown Boveri & Cie Locking device for the rotating shaft of a machine, especially a turbocharger
US4044550A (en) * 1975-09-10 1977-08-30 The Boeing Company Turbine wheel containment shroud for a pneumatically powered turbine engine starter motor
JPS59501170A (ja) * 1982-06-28 1984-07-05 ノ−トン，ピ−タ− 駆動シャフトとサ−ボモ−タ駆動されるシャフトとのカップリング
JPS60118308U (ja) * 1984-01-19 1985-08-10 株式会社住重テック 蒸気タ−ビンを原動機とする機械のタ−ニング装置の安全装置
JPS60256643A (ja) * 1984-05-31 1985-12-18 Moritomo Ando 減速装置
US4676352A (en) * 1985-03-15 1987-06-30 Randolph Troy D Combination gear drive with improved clutch assembly
US4854120A (en) * 1986-09-26 1989-08-08 Cef Industries, Inc. Performance envelope extension method for a gas turbine engine
US4733529A (en) * 1986-09-26 1988-03-29 Cef Industries, Inc. Performance envelope extension device for a gas turbine engine
US4979362A (en) * 1989-05-17 1990-12-25 Sundstrand Corporation Aircraft engine starting and emergency power generating system
US5184458A (en) * 1989-11-21 1993-02-09 Lampe Steven W Power unit fuel pressurization system
US5201798A (en) * 1990-09-24 1993-04-13 Allied-Signal Inc. Multifunction integrated power unit and power transfer apparatus therefor
US5174109A (en) * 1990-10-25 1992-12-29 Sundstrand Corporation Clutch to disconnect loads during turbine start-up
US5291861A (en) * 1992-06-02 1994-03-08 Ingersoll-Rand Company Moving starter system
US5349814A (en) * 1993-02-03 1994-09-27 General Electric Company Air-start assembly and method
US6318958B1 (en) * 1998-08-21 2001-11-20 Alliedsignal, Inc. Air turbine starter with seal assembly
GB9904277D0 (en) * 1999-02-25 1999-04-21 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
WO2001034955A1 (en) * 1999-11-05 2001-05-17 The Dow Chemical Company Method for optimizing industrial gas turbine operation subject to emissions controls
US6608395B1 (en) * 2000-03-28 2003-08-19 Kinder Morgan, Inc. Hybrid combined cycle power generation facility
US6681579B2 (en) * 2002-02-07 2004-01-27 Honeywell International, Inc. Air turbine starter with fluid flow control
JP3697220B2 (ja) * 2002-04-01 2005-09-21 三菱重工業株式会社 ターニング装置
US6762512B2 (en) * 2002-05-10 2004-07-13 Siemens Westinghourse Power Corporation Methods for starting a combustion turbine and combustion turbine generator configured to implement same methods
AU2004289969B2 (en) * 2003-11-06 2009-08-27 Exxonmobil Upstream Research Company Method for efficient, nonsynchronous LNG production
WO2005073540A1 (en) * 2004-01-30 2005-08-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Compact configuration for attaching a fuel pump or other accessory to an accessory gearbox
US7140240B2 (en) * 2004-06-21 2006-11-28 Hamilton Sundstrand Electric engine start system with inspection mode
GB0416344D0 (en) * 2004-07-22 2004-08-25 Rolls Royce Plc Generator assembly
US7104072B2 (en) * 2004-08-16 2006-09-12 Hamilton Sundstrand Corporation Combined power main engine start system
CN2729320Y (zh) * 2004-09-22 2005-09-28 郭泉生 汽轮发电机组检修时使用的电动盘车装置
US7309208B2 (en) * 2005-02-22 2007-12-18 General Electric Company Turning gear drive system
US7802757B2 (en) * 2005-11-09 2010-09-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for taxiing an aircraft
FR2897895A1 (fr) * 2006-02-27 2007-08-31 Hispano Suiza Sa Integration d'un demarreur/generateur dans une boite de transmission d'une turbine a gaz
WO2007140730A1 (de) * 2006-06-10 2007-12-13 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbine sowie verfahren zum betreiben einer gasturbine
FR2911916B1 (fr) * 2007-01-30 2009-03-27 Hispano Suiza Sa Moteur a turbine a gaz incorporant un demarreur monte sur la boite a engrenages
US7926287B2 (en) * 2007-05-08 2011-04-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of operating a gas turbine engine
US7882691B2 (en) * 2007-07-05 2011-02-08 Hamilton Sundstrand Corporation High to low pressure spool summing gearbox for accessory power extraction and electric start
US7944067B2 (en) * 2008-04-01 2011-05-17 General Electric Company System and method for reducing rotor loads in a wind turbine upon detection of blade-pitch failure and loss of counter-torque
US8291715B2 (en) * 2008-06-11 2012-10-23 Honeywell International Inc. Bi-modal turbine assembly and starter / drive turbine system employing the same
JP5172739B2 (ja) * 2009-02-19 2013-03-27 三菱重工コンプレッサ株式会社 ターニング装置
US8820046B2 (en) * 2009-10-05 2014-09-02 General Electric Company Methods and systems for mitigating distortion of gas turbine shaft
CN201802447U (zh) * 2010-09-02 2011-04-20 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 汽轮发电机组用盘车装置
US20130031912A1 (en) * 2011-08-01 2013-02-07 Hamilton Sundstrand Corporation Gas turbine start architecture
US20130091850A1 (en) * 2011-10-13 2013-04-18 Hamilton Sundstrand Corporation Method and system for reducing hot soakback

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