KR20190001906A

KR20190001906A - Method of disassembling and assembling a gas turbine and a gas turbine assembled thereby

Info

Publication number: KR20190001906A
Application number: KR1020180058286A
Authority: KR
Inventors: 김경국
Original assignee: 두산중공업 주식회사
Priority date: 2018-05-23
Filing date: 2018-05-23
Publication date: 2019-01-07

Abstract

The present invention relates to a method of assembling and disassembling a gas turbine and a gas turbine assembled thereby, which can provide various disassembly and assembly processes of a turbine section. Moreover, when the turbine section is disassembled, assembled, and maintained, working efficiency can be improved, and time and costs can be reduced through disassembly and assembly depending on circumstances.

Description

BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention [0001] The present invention relates to a method of disassembling and assembling a gas turbine,

본 발명은 가스터빈의 분해 및 조립방법과 이에 의해 조립된 가스터빈에 관한 것으로, 보다 상세하게는 터빈 섹션의 다양한 분해 및 조립방법을 제시함으로써, 상황에 맞게 분해 및 조립공정이 수행될 수 있도록 하여, 유지보수 관련 작업효율 향상 및 시간, 비용을 절감할 수 있는 방법에 관한 것이다. The present invention relates to a method for disassembling and assembling a gas turbine and a gas turbine assembled thereby, and more particularly, to a method for disassembling and assembling a turbine section, , Improve maintenance efficiency, and reduce time and cost.

일반적으로 터빈(turbine)은 가스(gas), 스팀(steam) 등 유체의 열에너지를 기계에너지인 회전력으로 변환하는 동력발생 장치로, 유체에 의해 축회전되도록 복수 개의 회전익(bucket or blade)을 포함하는 회전체(rotor)와, 회전체의 둘레를 감싸며 설치되고 복수 개의 고정익(diaphram or vane)이 구비된 고정체(stator)을 포함하고 있다.2. Description of the Related Art Generally, a turbine is a power generating device that converts thermal energy of a fluid such as gas or steam into rotational force, which is mechanical energy, and includes a plurality of buckets or blades for axial rotation by a fluid And includes a rotor and a stator which surrounds the periphery of the rotor and has a plurality of diaphragms or vanes.

여기서, 가스터빈은 압축기 섹션, 연소기 섹션 및 터빈 섹션을 포함하여 구성되고, 압축기 섹션의 회전에 의해 외부 공기가 흡입, 압축된 후 연소기 섹션으로 보내지고, 연소기 섹션에서 압축공기와 연료의 혼합에 의해 연소가 이루어진다. 연소기 섹션에서 발생된 고온·고압의 가스는 터빈 섹션을 통과하면서 터빈의 회전축을 회전시켜 발전기를 구동시킨다.Here, the gas turbine is configured to include a compressor section, a combustor section and a turbine section, and the external air is sucked and compressed by rotation of the compressor section, and then sent to the combustor section. By mixing the compressed air and the fuel in the combustor section Burning occurs. The high-temperature and high-pressure gas generated in the combustor section passes through the turbine section and rotates the rotating shaft of the turbine to drive the generator.

통상 가스터빈의 분해 및 조리방법은 각 업체마다 하나로 정해져 있어, 특정 부품을 교체 또는 유지보수하기 위해 가스터빈을 분해 및 조립하는 경우에 있어서, 기 정해진 프로세스를 따라 진행하게 된다.Usually, the disassembling and cooking method of the gas turbine is set for each company, and when the gas turbine is disassembled and assembled to replace or maintain a specific part, the process proceeds according to a predetermined process.

그런데, 상기와 같은 일률적인 분해 및 조립방법은 다양한 상황에 대처하기에는 비효율적이고 작업자의 작업부하가 증가하는 문제를 야기한다. However, the uniform disassembly and assembling method as described above is inefficient to cope with various situations and causes a problem that the work load of the worker increases.

미국특허 등록번호:5224824US Patent Number: 5224824

본 발명은 상기와 같이 관련 기술분야의 과제를 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 터빈 섹션의 다양한 분해 및 조립방법을 제시함으로써, 상황에 맞게 분해 및 조립공정이 수행될 수 있도록 하여, 유지보수 관련 작업효율 향상 및 시간, 비용을 절감할 수 있는 방법을 제공하는 데에 있다.It is an object of the present invention to provide a method of disassembling and assembling various parts of a turbine section so that disassembly and assembling processes can be performed according to a situation, Maintenance-related work efficiency, and a method for reducing time and cost.

상기와 같은 목적들을 달성하기 위한 본 발명은 가스터빈의 분해 및 조립방법과 이에 의해 조립된 가스터빈에 관한 것으로, 가스터빈에서 터빈 섹션 중 1단 블레이드 조립체와 1단 베인 조립체를 분해하기 위한 가스터빈의 분해방법에 있어서, 연소기 조립체 분해단계와 1단 베인 조립체 분해단계 및 1단 블레이드 조립체 분해단계를 포함할 수 있다. According to an aspect of the present invention, there is provided a method of disassembling and assembling a gas turbine, and a gas turbine assembled by the gas turbine. The gas turbine includes a gas turbine for decomposing a single- The method may include a combustor assembly decomposition step, a single stage vane assembly decomposition step, and a single stage blade assembly decomposition step.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 연소기 조립체 분해단계는 연소기 장착부로부터 연소기 헤드 조립체 및 라이너를 분해하는 단계 및 상부 전방 베인 캐리어 조립체로부터 트랜지션 피스를 분해하는 단계를 포함할 수 있다. Further, in an embodiment of the present invention, the combustor assembly disassembly step may include disassembling the combustor head assembly and liner from the combustor mount and disassembling the transition piece from the upper, front vane carrier assembly.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 1단 베인 조립체 분해단계는 1단 U-링으로부터 내측 실 캐리어 볼트를 분해하는 단계 및 1단 U-링으로부터 1단 베인을 분해하는 단계를 포함할 수 있다. Further, in the embodiment of the present invention, the one-stage vane disassembly step may include disassembling the inner chamber carrier bolt from the one-stage U-ring and disassembling the one-stage vane from the one-stage U-ring.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 1단 베인 조립체 분해단계는, 상기 내측 실 캐리어 볼트 분해단계 이후에, 1단 U-링으로부터 1단 베인 내측 고정구를 분해하는 단계를 더 포함할 수 있다.Further, in the embodiment of the present invention, the step of disassembling the single-stage vane assembly may further include disassembling the single-stage vane inner fastener from the single-stage U-ring after the disassembly step of the inner chamber carrier bolts.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 1단 베인 조립체 분해단계는, 상기 1단 베인 내측 고정구 분해단계 이후에, 상부 전방 베인 캐리어 조립체로부터 외측 실 캐리어 볼트를 분해하는 단계를 더 포함할 수 있다. Further, in an embodiment of the present invention, the single-stage vane assembly disassembly step may further include disassembling the outer-side carrier bolt from the upper front vane carrier assembly after the single-stage vane inner fixture disassembling step.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 1단 베인 조립체 분해단계는, 상기 외측 캐리어 볼트 분해단계 이후에, 상부 전방 베인 캐리어 조립체로부터 1단 베인 외측 고정구를 분해하는 단계를 더 포함할 수 있다. Further, in an embodiment of the present invention, the one-stage vane assembly disassembly step may further include disassembling the one-stage vane outer fixture from the upper front vane carrier assembly after the outer carrier bolt disassembling step.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 1단 베인 조립체 분해단계는, 상기 1단 베인 외측 고정구 분해단계와 상기 1단 베인 분해단계 사이에, 케이싱 지지체로부터 1단 U-링을 분해하는 단계를 더 포함할 수 있다. Further, in the embodiment of the present invention, the step of disassembling the single-stage vane assembly further includes disassembling the single-stage U-ring from the casing support between the single stage vane disassembly step and the single stage vane disassembling step can do.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 1단 블레이드 조립체 분해단계는 상부 전방 베인 캐리어 조립체로부터 1단 링 세그먼트를 분해하는 단계 및 터빈디스크로부터 1단 블레이드를 분해하는 단계를 포함할 수 있다. Further, in an embodiment of the present invention, the step of disassembling the first stage blade assembly may include disassembling the first stage ring segment from the upper front vane carrier assembly and disassembling the first stage blade from the turbine disk.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 1단 링 세그먼트 분해단계는 상부 전방 베인 캐리어 조립체로부터 1단 링 세그먼트 고정볼트를 분해하는 단계 및 상부 전방 베인 캐리어 조립체로부터 1단 링 세그먼트 고정구를 분해하는 단계를 포함할 수 있다. Further, in an embodiment of the present invention, the first stage ring segment disassembly step includes disassembling the first stage ring segment fixing bolt from the upper front vane carrier assembly and disassembling the first stage ring segment fixture from the upper front vane carrier assembly can do.

한편, 본 발명의 실시예에서는 가스터빈에서 터빈 섹션 중 4단 블레이드 조립체를 분해하기 위한 가스터빈의 분해방법에 있어서, 후방 디퓨져로부터 디퓨져 로딩슬롯을 분해하는 단계 및 터빈디스크로부터 4단 블레이드 조립체를 분해하는 단계를 포함할 수 있다. Meanwhile, in an embodiment of the present invention, there is provided a method of disassembling a gas turbine for disassembling a four-stage blade assembly in a turbine section in a gas turbine, the method comprising: disassembling a diffuser loading slot from a rear diffuser; .

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 디퓨져 커버의 로딩슬롯 분해단계 이후에, 쓰러스트 밸런스 실 조립체로부터 디퓨져 실 로딩슬롯을 분해하는 단계를 더 포함할 수 있다. Further, in the embodiment of the present invention, after the disassembling step of the loading slot of the diffuser cover, the step of disassembling the diffuser seal loading slot from the thrust balance seal assembly may be further included.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 디퓨져 실 로딩슬롯 분해단계 이후에, 쓸스러스트 밸런스 실 조립체로부터 쓰러스트 밸런스 실 조립체의 로딩슬롯을 분해하는 단계를 더 포함할 수 있다. Further, in the embodiment of the present invention, after the step of disassembling the diffuser seal loading slot, the step of disassembling the loading slot of the thrust balance seal assembly from the write thrust balance seal assembly may be further included.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 쓰러스트 밸런스 실 조립체의 로딩슬롯 분해단계 이후에, 상부 후방 베인 캐리어 조립체로부터 4단 블레이드 실 링의 로딩슬롯을 분해하는 단계를 더 포함할 수 있다. Further, in an embodiment of the present invention, after the loading slot disassembly step of the thrust balance chamber assembly, disassembling the loading slot of the four-stage blade seal ring from the upper rear vane carrier assembly may be further included.

한편, 본 발명의 실시예에서는 가스터빈에서 터빈 섹션 중 후방 베어링 조립체를 분해하기 위한 가스터빈의 분해방법에 있어서, 후방 디퓨져로부터 후방 디퓨져 커버를 분해하는 단계 및 로터샤프트의 일단부를 지지하고, 로터샤프트 지지체로부터 후방 베어링을 분해하는 단계를 포함할 수 있다. Meanwhile, in an embodiment of the present invention, there is provided a gas turbine disassembly method for disassembling a rear bearing assembly of a turbine section in a gas turbine, comprising the steps of disassembling a rear diffuser cover from a rear diffuser and supporting one end of a rotor shaft, And disassembling the rear bearing from the support.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 후방 디퓨져 커버 분해단계 이후에, 후방 베어링 하우징으로부터 후방 베어링 하우징 커버를 분해하는 단계를 더 포함할 수 있다. Further, in the embodiment of the present invention, after the step of disassembling the rear diffuser cover, the step of disassembling the rear bearing housing cover from the rear bearing housing may be further included.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 후방 베어링 하우징 커버 분해단계 이후에, 후방 베어링 하우징으로부터 후방 베어링 플랜지 볼트를 분해하는 단계를 더 포함할 수 있다. Further, in the embodiment of the present invention, after the step of disassembling the rear bearing housing cover, the step of disassembling the rear bearing flange bolt from the rear bearing housing may be further included.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 후방 베어링 플랜지 볼트 분해단계 이후에, 후방 베어링 하우징으로부터 후방 베어링 플랜지를 분해하는 단계를 더 포함할 수 있다. Further, in an embodiment of the present invention, after the step of disassembling the rear bearing flange bolts, the step of disassembling the rear bearing flange from the rear bearing housing may be further included.

한편, 본 발명의 실시예에서는 외부에서 유입되는 공기를 압축하는 압축기 섹션과 압축기 섹션과 연계되고 압축된 공기를 연로와 혼합하여 연소하는 연소기 섹션 및 연소기 조립체와 연계되고, 상기 제1항 내지 제17항 중 어느 한 항의 분해방법에 대해 역순으로 조립된 터빈 섹션를 포함할 수 있다. According to an embodiment of the present invention, there is provided a compressor section for compressing externally introduced air, a combustion section associated with the compressor section and connected to a combustor section and a combustor assembly for combusting the compressed air with the burner, And a turbine section assembled in reverse order to the decomposition method of any one of the above claims.

본 발명에 따르면, 터빈 섹션에서 분해, 조립 또는 특정부품에 대해 유지보수하고자 하는 상황에 대응하여 터빈 섹션의 다양한 분해 및 조립방법을 제시함으로써, 분해, 조립 또는 유지보수 관련 작업효율 향상 및 시간, 비용을 절감할 수 있는 효과가 있다. According to the present invention, various disassembly and assembling methods of a turbine section are presented in response to disassembly, assembly, or maintenance of a specific part in a turbine section, thereby improving work efficiency related to disassembly, assembly or maintenance, Can be reduced.

[제1 실시예에 대한 도면]
도 1은 본 발명인 가스터빈의 분해 및 조립방법에 대한 제1 실시예에 있어서 터빈 섹션을 나타낸 도면.
도 2는 본 발명의 제1 실시예에서 상부 터빈케이스 분해를 나타낸 도면.
도 3는 본 발명의 제1 실시예에서 후방 디퓨져 커버 및 후방 베어링 하우징 커버 분해를 나타낸 도면.
도 4는 본 발명의 제1 실시예에서 상부 터빈프레임 및 상부 쓰러스트 밸런스 실 분해를 나타낸 도면.
도 5는 본 발명의 제1 실시예에서 하부 허니콤 실 분해를 나타낸 도면.
도 6는 본 발명의 제1 실시예에서 상부 베어링 하우징 및 상부 오일 실 분해를 나타낸 도면.
도 7는 본 발명의 제1 실시예에서 하부 나이프 엣지 실 분해를 나타낸 도면.
도 8는 본 발명의 제1 실시예에서 상부 후방 저널 베어링 분해를 나타낸 도면.
도 9는 본 발명의 제1 실시예에서 연소기 헤드 조립체 및 라이너 분해를 나타낸 도면.
도 10는 본 발명의 제1 실시예에서 트랜지션 피스 분해를 나타낸 도면.
도 11는 본 발명의 제1 실시예에서 상부 전방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면.
도 12는 본 발명의 제1 실시예에서 하부 전방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면.
도 13는 본 발명의 제1 실시예에서 상부 후방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면.
도 14는 본 발명의 제1 실시예에서 하부 후방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면.
도 15는 본 발명의 제1 실시예에서 블레이드 조립체 분해를 나타낸 도면.
[제2 실시예에 대한 도면]
도 16은 본 발명인 가스터빈의 분해 및 조립방법에 대한 제2 실시예에 있어서 터빈 섹션을 나타낸 도면.
도 17는 본 발명의 제2 실시예에서 상부 터빈케이스 분해를 나타낸 도면.
도 18는 본 발명의 제2 실시예에서 연소기 헤드 조립체 및 라이너 분해를 나타낸 도면.
도 19는 본 발명의 제2 실시예에서 트랜지션 피스 분해를 나타낸 도면.
도 20는 본 발명의 제2 실시예에서 상부 전방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면.
도 21는 본 발명의 제2 실시예에서 하부 전방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면.
도 22는 본 발명의 제2 실시예에서 상부 후방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면.
도 23는 본 발명의 제2 실시예에서 하부 후방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면.
도 24는 본 발명의 제2 실시예에서 블레이드 조립체 분해를 나타낸 도면.
[제3 실시예에 대한 도면]
도 25은 본 발명인 가스터빈의 분해 및 조립방법에 대한 제3 실시예에 있어서 터빈 섹션을 나타낸 도면.
도 26는 본 발명의 제3 실시예에서 연소기 헤드 조립체 및 라이너 분해를 나타낸 도면.
도 27는 본 발명의 제3 실시예에서 트랜지션 피스 분해를 나타낸 도면.
도 28는 본 발명의 제3 실시예에서 내측 실 캐리어 볼트 분해를 나타낸 도면.
도 29는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 베인 내측 고정구 분해를 나타낸 도면.
도 30는 본 발명의 제3 실시예에서 외측 캐리어 볼트 분해를 나타낸 도면.
도 31는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 베인 외측 고정구 분해를 나타낸 도면.
도 32는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 베인 분해를 나타낸 도면.
도 33는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 U-링 분해를 나타낸 도면.
도 34는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 링 세그먼트 고정볼트 분해를 나타낸 도면.
도 35는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 링 세그먼트 고정구 분해를 나타낸 도면.
도 36는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 링 세그먼트 분해를 나타낸 도면.
도 37는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 블레이드 및 블레이드 고정구 실 분해를 나타낸 도면.
[제4 실시예에 대한 도면]
도 38은 본 발명인 가스터빈의 분해 및 조립방법에 대한 제4 실시예에 있어서 터빈 섹션을 나타낸 도면.
도 39는 본 발명의 제4 실시예에서 디퓨져 커버의 로딩슬롯 분해를 나타낸 도면.
도 40는 본 발명의 제4 실시예에서 디퓨져 커버의 디퓨져 실 로딩슬롯 분해를 나타낸 도면.
도 41는 본 발명의 제4 실시예에서 디퓨져 커버의 쓰러스트 밸런스 실 조립체 로딩슬롯 분해를 나타낸 도면.
도 42는 본 발명의 제4 실시예에서 디퓨져 커버의 4단 블레이드 실의 링 로딩슬롯 분해를 나타낸 도면.
도 43는 본 발명의 제4 실시예에서 4단 블레이드 분해를 나타낸 도면.
[제5 실시예에 대한 도면]
도 44은 본 발명인 가스터빈의 분해 및 조립방법에 대한 제5 실시예에 있어서 터빈 섹션을 나타낸 도면.
도 45는 본 발명의 제5 실시예에서 플랜지 볼트 제거 후 후방 디퓨져 커버 및 후방 베어링 하우징 커버 분해를 나타낸 도면.
도 46는 본 발명의 제5 실시예에서 후방 베어링 플랜지 볼트 분해를 나타낸 도면.
도 47는 본 발명의 제5 실시예에서 후방 베어링 플랜지 분해를 나타낸 도면.
도 48는 본 발명의 제5 실시예에서 로터샤프트의 후단부 지지 및 후방 베어링 분해를 나타낸 도면.[Drawing for First Embodiment]
BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a view of a turbine section in a first embodiment of a method for disassembling and assembling a gas turbine according to the present invention; FIG.
2 is a top turbine case disassembly in a first embodiment of the present invention.
3 shows a rear diffuser cover and a rear bearing housing cover disassembly in a first embodiment of the invention.
4 shows an upper turbine frame and an upper thrust balance room disassembly in a first embodiment of the invention.
5 illustrates a bottom honeycomb disassembly in a first embodiment of the present invention.
Figure 6 illustrates the upper bearing housing and upper oil chamber disassembly in a first embodiment of the present invention.
Figure 7 illustrates the lower knife edge chamber disassembly in the first embodiment of the present invention.
8 shows a top rear journal bearing disassembly in a first embodiment of the invention.
Figure 9 illustrates a combustor head assembly and liner disassembly in a first embodiment of the present invention.
10 is a view showing a transition piece disassembly in the first embodiment of the present invention.
11 illustrates an upper front vane carrier assembly disassembly in a first embodiment of the present invention.
12 illustrates a bottom front vane carrier assembly disassembly in a first embodiment of the present invention.
Figure 13 illustrates a top rear vane carrier assembly disassembly in a first embodiment of the present invention.
Figure 14 illustrates a lower rear vane carrier assembly disassembly in a first embodiment of the present invention.
Figure 15 illustrates a blade assembly disassembly in a first embodiment of the present invention.
[Drawing of Second Embodiment] Fig.
16 is a view of a turbine section in a second embodiment of a method of disassembling and assembling a gas turbine according to the present invention;
17 shows a top turbine case disassembly in a second embodiment of the present invention.
18 illustrates a combustor head assembly and liner disassembly in a second embodiment of the present invention.
19 shows transition piece disassembly in a second embodiment of the present invention.
Figure 20 illustrates an upper front vane carrier assembly disassembly in a second embodiment of the present invention.
Figure 21 illustrates a lower front vane carrier assembly disassembly in a second embodiment of the present invention.
22 illustrates a top rear vane carrier assembly disassembly in a second embodiment of the present invention.
23 illustrates a lower rear vane carrier assembly disassembly in a second embodiment of the present invention.
24 illustrates a blade assembly disassembly in a second embodiment of the present invention.
[Drawing for Third Embodiment]
25 is a view of a turbine section in a third embodiment of a method of disassembling and assembling a gas turbine according to the present invention.
26 illustrates a combustor head assembly and liner disassembly in a third embodiment of the present invention.
27 is a view showing a transition piece disassembly in a third embodiment of the present invention.
28 is a view showing disassembly of an inner chamber carrier bolt in a third embodiment of the present invention.
29 illustrates a single-stage vane internal fixture disassembly in a third embodiment of the present invention.
Figure 30 illustrates the outer carrier bolt disassembly in a third embodiment of the present invention.
31 illustrates a one-stage vane outer fixture disassembly in a third embodiment of the present invention.
32 is a view showing a one-stage vane decomposition in a third embodiment of the present invention;
33 illustrates a one-stage U-ring disassembly in a third embodiment of the present invention.
34 is a view showing a first stage ring segment fixing bolt disassembly in a third embodiment of the present invention.
Figure 35 illustrates the disassembly of a single ring segment fixture in a third embodiment of the present invention.
36 is a view showing a single stage ring segment disassembly in a third embodiment of the present invention;
37 is a view showing the disassembly of the first stage blade and the blade fixture room in the third embodiment of the present invention.
[Drawing for Fourth Embodiment] Fig.
38 is a view of a turbine section in a fourth embodiment of a method of disassembling and assembling a gas turbine according to the present invention;
39 is a view showing a loading slot disassembly of a diffuser cover in a fourth embodiment of the present invention.
40 illustrates a diffuser seal loading slot disassembly of a diffuser cover in a fourth embodiment of the present invention.
41 is a view showing a thruster balance chamber assembly loading slot disassembly of a diffuser cover in a fourth embodiment of the present invention.
42 is a view showing a ring loading slot disassembly of a four-stage blade chamber of a diffuser cover in a fourth embodiment of the present invention;
43 shows a four-stage blade disassembly in a fourth embodiment of the present invention.
[Drawing for the fifth embodiment]
44 is a view of a turbine section in a fifth embodiment of a method of disassembling and assembling a gas turbine according to the present invention;
45 shows a rear diffuser cover and rear bearing housing cover disassembly after flange bolt removal in a fifth embodiment of the present invention.
46 shows a rear bearing flange bolt disassembly in a fifth embodiment of the present invention.
Figure 47 illustrates rear bearing flange disassembly in a fifth embodiment of the present invention.
Figure 48 shows the rear end support and rear bearing disassembly of the rotor shaft in a fifth embodiment of the present invention.

이하, 첨부된 도면을 참고하여 본 발명에 따른 가스터빈의 분해 및 조립방법과 이에 의해 조립된 가스터빈의 바람직한 실시예들을 상세히 설명하도록 한다. Hereinafter, a method of disassembling and assembling a gas turbine according to the present invention and a preferred embodiment of a gas turbine assembled by the method will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

본 발명에 대한 설명에 앞서, 본 발명이 적용되는 터보머신의 일 예로서 가스터빈의 구조에 대해 설명하도록 한다. 다만 반드시 이하 설명되는 구조에 한정되는 것은 아니며, 본 발명이 적용될 수 있는 다른 형태의 가스터빈도 포함될 수 있음은 자명할 것이다. Before describing the present invention, the structure of a gas turbine will be described as an example of a turbo machine to which the present invention is applied. It is to be understood that other types of gas turbines to which the present invention may be applied may also be included.

본 발명이 적용되는 가스터빈은 기본 구성요소로서 압축기(compressor), 연소기(combuster) 및 터빈(turbine)을 포함하여 구성된다. The gas turbine to which the present invention is applied comprises a compressor, a combustor, and a turbine as basic components.

우선 가스터빈의 바디에 해당하는 케이싱(casing)이 제공되고, 케이싱 내부의 전방측에는 압축기가 배치되고, 케이싱 내부의 후방측에는 터빈이 배치된다. 그리고 케이싱 내부에서 압축기와 터빈 사이에는 연소기가 각각 유로로 연결되며 배치되어 있다. First, a casing corresponding to the body of the gas turbine is provided, a compressor is disposed on the front side of the casing, and a turbine is disposed on the rear side of the casing. Inside the casing, a combustor is connected between the compressor and the turbine, and the combustor is connected by a flow path.

공기의 흐름 방향을 기준으로 설명하자면, 가스터빈의 상류측에 해당하는 압축기 섹션(compressor section)으로는 외부의 공기가 유입되어 단열압축 과정을 거치게 된다. 압축된 공기는 연소기 섹션(combuster section)으로 유입되어 연료와 혼합되어 등압연소 과정을 거치고, 연소가스는 가스터빈의 하류측에 해당하는 터빈 섹션(turbine section)으로 유입되어 단열팽창 과정을 거치게 된다. In terms of the direction of the air flow, external air is introduced into the compressor section corresponding to the upstream side of the gas turbine and subjected to adiabatic compression process. The compressed air is introduced into a combustor section, mixed with the fuel and subjected to a burn-down process, and the combustion gas flows into a turbine section corresponding to the downstream side of the gas turbine and subjected to a thermal expansion process .

터빈을 지나 동력을 생산한 연소가스는 케이싱의 후미에 배치되는 배기 디퓨져(exhaust diffuser)를 거쳐 외부로 배출되게 된다. The combustion gas, which has generated power through the turbine, is discharged to the outside through an exhaust diffuser disposed at the rear of the casing.

이때 압축기와 터빈은 하나의 로터샤프트(rotor shaft) 또는 타이로드(tie rod)로 연결되어 있어, 일체로 회전하도록 구성된다. At this time, the compressor and the turbine are connected by a single rotor shaft or tie rod, and are configured to rotate integrally.

일반적으로 발전소에 배치되는 가스터빈은 연속적으로 구동되며 동력을 생산하기 때문에 하나의 로터샤프트 또는 타이로드로 일체로 연결되어 있는 것이 제작비용 및 운용에 있어 적합할 수 있다.In general, gas turbines disposed in a power plant are continuously driven and produce power, so that they are integrally connected to one rotor shaft or tie rod, which may be suitable for production cost and operation.

보다 구체적으로 살펴보자면, More specifically,

압축기 섹션에 배치되는 로터샤프트의 외주면에는 복수의 디스크(disk)가 장착되고, 디스크상에는 회전익에 해당하는 복수의 버킷(bucket)이 방사방향으로 배치된다. A plurality of disks are mounted on the outer circumferential surface of the rotor shaft disposed in the compressor section, and a plurality of buckets corresponding to the rotor blades are radially arranged on the disk.

여기서 액시얼 타입(axial type)의 결합방식인 경우 버킷의 하단은 도브테일 형태로 가공되어 있어, 디스크의 외주면에 형성되어 있는 버킷 장착부에 로터샤프트의 축방향으로 삽입되며 결합되게 된다. Here, in the case of the axial type coupling method, the lower end of the bucket is formed in a dovetail shape, and is inserted and coupled to the bucket mounting portion formed on the outer circumferential surface of the disk in the axial direction of the rotor shaft.

현재 상용화된 다른 결합방식으로는 탄젠셜 타입(tangential type) 있으며, 이는 로터샤프트의 원주방향으로 각각의 버킷을 끼워넣어 결합하는 방식이다. The other commercially available coupling type is a tangential type, which is a method of inserting each bucket in the circumferential direction of the rotor shaft.

버킷의 상단은 플랫폼(platform)이 형성되고, 플랫폼상에는 블레이드(blade)가 배치된다. The top of the bucket is formed with a platform, and a blade is placed on the platform.

이때 케이싱 내주면에는 원판형의 다이아프램(diaphram)이 복수열로 고정되어 배치되고, 다이아프램상에는 방사방향으로 복수의 베인(vane) 또는 노즐(nozzle)이 장착되어 있다. 다이아프램의 중앙부는 로터샤프트 또는 타이로드가 배치될 수 있도록 관통되어 있다.At this time, a disk-shaped diaphragm is fixedly arranged in plural rows on the inner peripheral surface of the casing, and a plurality of vanes or nozzles are mounted on the diaphragm in the radial direction. The center portion of the diaphragm is penetrated so that a rotor shaft or a tie rod can be disposed.

외부로부터 유입된 공기는 다이아프램에 배치된 베인(또는 노즐)과 버킷의 상호간의 회전운동에 의해 압축되게 된다. The air introduced from the outside is compressed by the rotational movement between the vanes (or nozzles) disposed in the diaphragm and the bucket.

다음 연소기 섹션은 케이싱 내부에서 압축기 섹션과 터빈 섹션 사이에 배치되고 상호간에 연결되어 있다. The next combustor section is disposed between the compressor section and the turbine section inside the casing and connected to each other.

연소기 섹션에서는 복수의 연소기가 케이싱의 방사방향으로 셀(sell) 형태로 배치되고 각 연소기에는 연료분사노즐, 점화플러그 등을 포함하는 연소기 헤드 조립체(combuster head assembly), 연소실을 형성하는 라이너(liner), 공기의 흐름을 안내하는 플로우 슬리브(flow sleeve), 연소가스를 터빈 섹션으로 흐르도록 하는 트랜지션 피스(transition piece)와 같은 부품을 포함하여 구성될 수 있다.In the combustor section, a plurality of combustors are arranged in the radial direction of the casing and each combustor is provided with a combuster head assembly including a fuel injection nozzle, an ignition plug, etc., a liner forming a combustion chamber, A flow sleeve for guiding the flow of the air, and a transition piece for allowing the combustion gas to flow into the turbine section.

압축기 센션에서 압축되어 유입된 공기는 연소기 섹션에서 분사된 연료와 혼합되고 연소되어 터빈 섹션으로 흐르게 된다.The compressed air introduced in the compressor section is mixed with the fuel injected in the combustor section and combusted to flow into the turbine section.

다음으로 터빈 섹션에 배치되는 로터샤프트 또는 타이로드의 외주면에는 복수의 디스크가 배치되고, 디스크상에는 회전익에 해당하는 복수의 터빈블레이드가 방사방향으로 배치된다. Next, a plurality of disks are disposed on the outer circumferential surface of the rotor shaft or the tie rod disposed in the turbine section, and a plurality of turbine blades corresponding to the rotor blades are radially disposed on the disk.

이때도 케이싱 내주면에는 원판형의 다이아프램이 고정되어 복수열로 고정되어 배치되고, 다이아프램상에는 방사방향으로 복수의 베인(또는 노즐)이 장착되어 있다. 다이아프램의 중앙부는 로터샤프트 또는 타이로드가 배치될 수 있도록 관통되어 있다.Also in this case, a disc-shaped diaphragm is fixed on the inner circumferential surface of the casing and fixed in a plurality of rows, and a plurality of vanes (or nozzles) are mounted on the diaphragm in the radial direction. The center portion of the diaphragm is penetrated so that a rotor shaft or a tie rod can be disposed.

연소기에서 생성된 연소가스는 다이아프램에 배치된 베인(또는 노즐)과 터빈블레이드의 상호간의 회전운동에 의해 팽창하며 터빈 섹션에서 동력을 생산하게 된다.The combustion gases produced in the combustor are expanded by the mutual rotational movement of the vanes (or nozzles) disposed on the diaphragm and the turbine blades, producing power in the turbine section.

이후 터빈 섹션을 거친 연소가스는 케이싱의 후미에 배치된 배기 디퓨져를 통해 외부로 배출되게 된다. Then, the combustion gas passing through the turbine section is discharged to the outside through the exhaust diffuser disposed at the rear of the casing.

여기서 복합발전시스템에 사용되는 가스터빈의 경우에는 배기 디퓨져에서 배출되는 배기가스가 열교환기를 거쳐 스팀터빈(steam turbine)으로 유입되도록 구성하여 또 다른 발전에 이용하기도 한다. Here, in the case of a gas turbine used in a combined power generation system, the exhaust gas discharged from the exhaust diffuser flows through a heat exchanger into a steam turbine and is used for another power generation.

이때에는 배기 디퓨져에서 배출되는 배기가스의 유압 및 유속은 중요한 인자가 될 수 있다. 스팀터빈으로 유입시 배기가스는 일정 유압 및 유속이 유지되어야 원활한 작동을 기할 수 있다. At this time, the hydraulic pressure and the flow rate of the exhaust gas discharged from the exhaust diffuser may be important factors. When entering the steam turbine, the exhaust gas must maintain certain hydraulic pressure and flow rate to ensure smooth operation.

이하 본 발명에서는 케이싱, 다이아프램, 연소기 등과 같은 비회전 구성요소를 고정체 또는 스테이터(stator)라고 지칭하고, 로터샤프트, 타이로드, 압축기, 터빈 등과 같은 회전 구성요소를 회전체 또는 로터(rotor)라고 지칭할 수 있다. Hereinafter, non-rotating components such as a casing, a diaphragm, a combustor and the like are referred to as a fixture or a stator in the present invention, and a rotary component such as a rotor shaft, a tie rod, a compressor, a turbine, .

[제1 실시예][First Embodiment]

도 1은 본 발명인 가스터빈의 분해 및 조립방법에 대한 제1 실시예에 있어서 터빈 섹션을 나타낸 도면이고, 도 2는 본 발명의 제1 실시예에서 상부 터빈케이스 분해를 나타낸 도면이며, 도 3는 본 발명의 제1 실시예에서 후방 디퓨져 커버 및 후방 베어링 하우징 커버 분해를 나타낸 도면이고, 도 4는 본 발명의 제1 실시예에서 상부 터빈프레임 및 상부 쓰러스트 밸런스 실 분해를 나타낸 도면이며, 도 5는 본 발명의 제1 실시예에서 하부 허니콤 실 분해를 나타낸 도면이고, 도 6는 본 발명의 제1 실시예에서 상부 베어링 하우징 및 상부 오일 실 분해를 나타낸 도면이며, 도 7는 본 발명의 제1 실시예에서 하부 나이프 엣지 실 분해를 나타낸 도면이고, 도 8는 본 발명의 제1 실시예에서 상부 후방 저널 베어링 분해를 나타낸 도면이며, 도 9는 본 발명의 제1 실시예에서 연소기 헤드 조립체 및 라이너 분해를 나타낸 도면이고, 도 10는 본 발명의 제1 실시예에서 트랜지션 피스 분해를 나타낸 도면이며, 도 11는 본 발명의 제1 실시예에서 상부 전방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면이고, 도 12는 본 발명의 제1 실시예에서 하부 전방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면이며, 도 13는 본 발명의 제1 실시예에서 상부 후방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면이고, 도 14는 본 발명의 제1 실시예에서 하부 후방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면이며, 도 15는 본 발명의 제1 실시예에서 블레이드 조립체 분해를 나타낸 도면이다. FIG. 1 is a view showing a turbine section in a first embodiment of a method for disassembling and assembling a gas turbine according to the present invention, FIG. 2 is a view showing decomposition of a top turbine case in a first embodiment of the present invention, Fig. 4 is a view showing an upper turbine frame and an upper thrust balance chamber disassembly in the first embodiment of the present invention, and Fig. 5 Fig. 6 is a view showing the decomposition of the upper bearing housing and the upper oil chamber in the first embodiment of the present invention, Fig. 7 is a view showing the decomposition of the lower honeycomb body according to the first embodiment of the present invention, FIG. 8 is a view showing an upper rear journal bearing disassembly in the first embodiment of the present invention, and FIG. 9 is a view showing the lower rear journal bearing disassembly in the first embodiment of the present invention Figure 10 illustrates a transition piece disassembly in a first embodiment of the present invention, and Figure 11 illustrates an upper front vane carrier assembly disassembly in a first embodiment of the present invention 12 is a view of a lower front vane carrier assembly disassembly in a first embodiment of the present invention, FIG. 13 is a top rear vane carrier assembly disassembly in a first embodiment of the present invention, and FIG. Figure 15 is a view of a lower rear vane carrier assembly disassembly in a first embodiment of the present invention, and Figure 15 is a view of a blade assembly disassembly in a first embodiment of the present invention.

도 1 내지 도 15를 참고하면, 본 발명인 가스터빈의 분해방법의 제1 실시예는 터빈 섹션(100) 전체의 분해를 목적으로 한다. 이를 위해 본 발명의 제1 실시예에서는 가스터빈에서 터빈 섹션(100)의 분해방법에 있어서, 상부 터빈케이스(113) 분해단계, 후방 디퓨져 조립체(102) 및 후방 베어링 조립체(103) 분해단계, 연소기 조립체(140) 분해단계, 베인 조립체(153) 분해단계 및 블레이드 조립체(170) 분해단계를 포함하여 구성될 수 있다. Referring to Figs. 1 to 15, the first embodiment of the gas turbine decomposition method of the present invention aims at decomposition of the entire turbine section 100. Fig. To this end, in a first embodiment of the present invention, a method of disassembling a turbine section 100 in a gas turbine includes disassembling the upper turbine case 113, decomposing the rear diffuser assembly 102 and the rear bearing assembly 103, The assembly 140 decomposition step, the vane assembly 153 decomposition step, and the blade assembly 170 decomposition step.

도 1에는 유지보수 또는 부품 교체를 위한 분해 전의 가스터빈의 터빈 섹션(100)이 도시되어 있다. 1 shows a turbine section 100 of a gas turbine prior to disassembly for maintenance or replacement parts.

터빈 섹션(100) 전체의 분해를 위해 우선 도 2에서와 같이, 가스터빈의 케이싱에서 연소기 장착부(101) 및 터빈프레임(117)에서 사이드 플랜지 볼트(111a, 111b)를 각각 제거하고, 베인 캐리어 조립체(155,157)에서 베인 캐리어 센터링 핀(112a,112b)를 제거한다. The side flange bolts 111a and 111b are respectively removed from the combustor mounting portion 101 and the turbine frame 117 in the casing of the gas turbine as shown in Fig. 2, The vane carrier centering pins 112a and 112b are removed from the vane carrier centering pins 155 and 157, respectively.

그리고 상부 터빈케이스를 베인 캐리어 조립체(155,157) 및 터빈프레임(117)과 연소기장착부(101)로부터 분해한다. Then, the upper turbine case is disassembled from the vane carrier assemblies 155 and 157 and the turbine frame 117 and the combustor mount 101.

다음 도 3 내지 도 8에서와 같이, 후방 디퓨져 조립체(102) 및 후방 베어링 조립체(103)를 분해하는 단계를 거치는데, 우선 도 3를 참고하면, 후방 디퓨져(119)에서 플랜지 볼트(116a)를 제거하고 후방 디퓨져 커버(116)를 분해한다. 3 through 8, the rear diffuser assembly 102 and the rear bearing assembly 103 are disassembled. First, referring to FIG. 3, a flange bolt 116a is inserted in the rear diffuser 119 And the rear diffuser cover 116 is disassembled.

그리고 후방 베어링 하우징(129)에서 플랜지 볼트(115a)를 제거하고 후방 베어링 하우징 커버(115)를 분해한다. Then, the flange bolt 115a is removed from the rear bearing housing 129 and the rear bearing housing cover 115 is disassembled.

상기 플랜지 볼트(116a)는 후방 디퓨져 커버(116)의 원주방향을 따라 복수개가 배치되며, 상기 플랜지 볼트(115a)는 하우징 커버(115)의 원주방향을 따라 복수개가 배치된다. A plurality of the flange bolts 116a are disposed along the circumferential direction of the rear diffuser cover 116 and a plurality of the flange bolts 115a are disposed along the circumferential direction of the housing cover 115. [

다음 도 4를 참고하면, 상부 후방 베인 캐리어 조립체(157)에서 플랜지 볼트(118a)를 제거하여 후방 디퓨져(119)와 스트롯(strut;미도시)과 일체로 연결된 상부 터빈프레임(118)를 분해한다. 이때 후방 디퓨져(119)상에는 상부 쓰러스트 밸런스 실 조립체(123)이 장착되어 있고, 후방 디퓨져(119)에서 사이드 플랜지 볼트(121a,121b)를 각각 제거하여 후방 디퓨져(119)로부터 분해할 수 있다. 여기서 상부 허니콤 실(125)은 상부 쓰러스트 밸런스 실 조립체(123) 분해와 함께 터빈 섹션(100)에서 분해된다. 4, the flange bolts 118a are removed from the upper rear vane carrier assembly 157 to disassemble the upper turbine frame 118 integrally connected to the rear diffuser 119 and the strut (not shown) do. At this time, the upper thrust balance chamber assembly 123 is mounted on the rear diffuser 119, and the side flange bolts 121a and 121b are removed from the rear diffuser 119 to be disassembled from the rear diffuser 119. Here, the upper honeycomb chamber 125 is disassembled in the turbine section 100 with disassembly of the upper thrust balance chamber assembly 123.

다음 도 5를 참고하면, 라비린스 실(127)의 대향되는 위치에 배치된 하부 쓰러스트 밸런스 실 하우징(125b)에서 하부 허니콤 실(126)를 제거한다. 도면상의 확대도에는 하부 허니콤 실(126)의 측단면만이 표시되어 있으나, 하부 허니콤 실(126)은 반원형으로 구현되어 있어, 하부 허니콤 실 장착부(125a)에서 측방향으로 밀어서 분해한다.Referring to FIG. 5, the lower honeycomb seals 126 are removed from the lower thrust balancing thread housing 125b disposed at the opposite position of the labyrinth seal 127. The lower honeycomb seals 126 are formed in a semicircular shape and are disassembled by being pushed laterally in the lower honeycomb seal mounting portions 125a .

다음 도 6를 참고하면, 로터샤프트(20)의 일단부를 지지하는 로터샤프트 지지체(30)의 외주면에 안착된 후방 베어링(132)에서 볼트(미도시)를 제거하여 상부 후방 베어링 하우징(129)과 상부 오일 실 하우징(130)을 분해한다. 6, a bolt (not shown) is removed from a rear bearing 132, which is seated on the outer circumferential surface of a rotor shaft support 30 supporting one end of the rotor shaft 20, so that the upper rear bearing housing 129 Disassemble the upper oil seal housing (130).

다음 도 7에서와 같이, 하부 오일 실 하우징(135)에서 하부 나이프 엣지 실(134)를 분해한다. 이때 하부 나이프 엣지 실(134)는 반원형으로 구현되어 있으므로, 하부 오일 실 하우징(135)의 장착부(135a)에서 측방향으로 밀어 분해한다. Next, as shown in FIG. 7, the lower knife edge seal 134 is disassembled from the lower oil seal housing 135. At this time, since the lower knife edge chamber 134 is implemented in a semicircular shape, it is disassembled by pushing in the lateral direction from the mounting portion 135a of the lower oil chamber housing 135.

다음 도 8를 참고하면, 로터샤프트 지지체(30)에서 볼트(미도시) 제거 후 상부 후방 베어링(132)을 분해한다. 이때 상부 후방 베어링(132)는 저널 베어링일 수 있다. 8, the bolts (not shown) are removed from the rotor shaft support 30 and the upper rear bearing 132 is disassembled. At this time, the upper rear bearing 132 may be a journal bearing.

다음으로 연소기 조립체(140) 분해단계를 거치게 된다. 도 9를 참고하면, 연소기 장착부(101)에서 볼트(미도시)를 제거하여 연소기 헤드 조립체(141a) 및 라이너(141b)를 분해한다. 이때 연소기 헤드 조립체(141a)에는 도면으로 도시하지는 않았으나, 연료라인, 전선, 이그나이터(igniter ; 전자 제어 회로), 화염 감지기 등의 부품이 배치되어 있다. Next, the combustor assembly 140 is subjected to a decomposition step. 9, the bolts (not shown) are removed from the combustor mounting portion 101 to disassemble the combustor head assembly 141a and the liner 141b. At this time, components such as a fuel line, an electric wire, an igniter (electronic control circuit), a flame detector, and the like are disposed on the combustor head assembly 141a.

그리고 도 10에 도시된 것과 같이, 상부 전방 베인 캐리어 조립체(155)에서 볼트(미도시)를 제거하여 트랜지션 피스(151)를 분해한다. 10, the bolts (not shown) are removed from the upper front vane carrier assembly 155 to disassemble the transition piece 151.

다음 도 11에서와 같이, 상부 후방 베인 캐리어 조립체(157)에서 볼트(미도시)를 제거하고, 상부 전방 베인 캐리어 조립체(155)를 분해한다. 이때 상부 전방 베인 캐리어 조립체(155)는 1단 내지 3단 베인(154a,154b,154c)를 포함할 수 있으며, 도면으로 도시되지는 않았으나, U자 실도 함께 분해된다. 11, the bolts (not shown) are removed from the upper rear vane carrier assembly 157 and the upper front vane carrier assembly 155 is disassembled. At this time, the upper front vane carrier assembly 155 may include first to third vanes 154a, 154b, 154c and, although not shown in the drawings, the U-shaped thread is also disassembled.

그리고 도 12를 참고하면, 하부 후방 베인 캐리어 조립체(163)에서 볼트(미도시)를 제거하고, 하부 터빈케이스(40)에서 베인 캐리어 센터링 핀(40a)를 제거하여, 하부 전방 베인 캐리어 조립체(161)를 분해한다. 12, the bolts (not shown) are removed from the lower rear vane carrier assembly 163 and the vane carrier centering pins 40a are removed from the lower turbine case 40 to form the lower front vane carrier assembly 161 ).

이때 하부 전방 베인 캐리어 조립체(161)는 1단 내지 3단 베인(160a,160b,160c)를 포함할 수 있으며, 도면으로 도시되지는 않았으나, U자 실도 함께 분해된다. At this time, the lower front vane carrier assembly 161 may include first to third vanes 160a, 160b, and 160c, although not shown, the U-shaped thread is also disassembled.

다음 도 13에서와 같이, 반원형의 하부 후방 베인 캐리어 조립체((163)와 상부 후방 베인 캐리어 조립체(164)의 접점부에서 볼트(미도시)를 제거하고, 상부 후방 베인 캐리어 조립체(164)를 분해한다. 이때 상부 후방 베인 캐리어 조립체(164)상에는 4단 블레이드(165)가 포함되며, 도면으로 도시하지는 않았으나, U자 실이 함께 분해된다.(Not shown) at the contact points of the semicircular lower rear vane carrier assembly 163 and the upper rear vane carrier assembly 164 to disassemble the upper rear vane carrier assembly 164 At this time, a four-stage blade 165 is included on the upper rear vane carrier assembly 164, and although not shown, the U-shaped thread is disassembled together.

그리고 도 14를 참고하면, 하부 터빈케이스(40)에서 베인 캐리어 센터링 ㅍ핀(40b)를 제거하여, 하부 후방 베인 캐리어 조립체(163)를 분해한다. Referring to FIG. 14, the vane carrier centering pin 40b is removed from the lower turbine case 40 to disassemble the lower rear vane carrier assembly 163.

이때 하부 후방 베인 캐리어 조립체(163)는 4단 베인(167)를 포함할 수 있으며, 도면으로 도시되지는 않았으나, U자 실도 함께 분해된다. At this time, the lower rear vane carrier assembly 163 may include a four-step vane 167, although not shown in the figures, the U-shaped thread is also disassembled.

상기된 단계를 거치고, 마지막으로 도 15에서와 같이, 터빈디스크(171)에서 블레이드 고정구(미도시)를 제거하고, 터빈디스크(171)의 원주방향을 따라 배치된 복수 개의 1단 내지 4단 블레이드(170)를 분해한다. (Not shown) is removed from the turbine disk 171 and the plurality of first-stage to fourth-stage blades (not shown) disposed along the circumferential direction of the turbine disk 171 are removed, (170).

상기와 같은 터빈 섹션(100) 전체에 대한 분해공정을 통해 터빈 섹션의 유지보수 또는 부품 교체 작업을 보다 효율적으로 수행할 수 있다. Maintenance or replacement of the turbine section can be more efficiently performed through the decomposition process for the entire turbine section 100 as described above.

여기서 본 발명은 외부에서 유입되는 공기를 압축하는 압축기 섹션과 압축기 섹션과 연계되고 압축된 공기를 연로와 혼합하여 연소하는 연소기 섹션 및 연소기 조립체와 연계되고, 상기된 터빈 섹션의 분해방법에 대해 역순으로 조립된 터빈 섹션을 포함하는 가스터빈이 포함될 수 있다. The present invention relates to a combustor section and a combustor assembly associated with a compressor section for compressing externally introduced air and a combustor section associated with the compressor section and for mixing and burning the compressed air with the furnace, A gas turbine including an assembled turbine section may be included.

[제2 실시예][Second Embodiment]

도 16은 본 발명인 가스터빈의 분해 및 조립방법에 대한 제2 실시예에 있어서 터빈 섹션을 나타낸 도면이고, 도 17는 본 발명의 제2 실시예에서 상부 터빈케이스 분해를 나타낸 도면이며, 도 18는 본 발명의 제2 실시예에서 연소기 헤드 조립체 및 라이너 분해를 나타낸 도면이고, 도 19는 본 발명의 제2 실시예에서 트랜지션 피스 분해를 나타낸 도면이며, 도 20는 본 발명의 제2 실시예에서 상부 전방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면이고, 도 21는 본 발명의 제2 실시예에서 하부 전방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면이며, 도 22는 본 발명의 제2 실시예에서 상부 후방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면이고, 도 23는 본 발명의 제2 실시예에서 하부 후방 베인 캐리어 조립체 분해를 나타낸 도면이며, 도 24는 본 발명의 제2 실시예에서 블레이드 조립체 분해를 나타낸 도면이다. Fig. 16 is a view showing a turbine section in a second embodiment of a method for disassembling and assembling a gas turbine according to the present invention, Fig. 17 is a view showing decomposition of an upper turbine case in a second embodiment of the present invention, Fig. 19 is a view showing a transition piece disassembly in a second embodiment of the present invention, and Fig. 20 is a cross-sectional view illustrating a transition piece disassembly in a second embodiment of the present invention, 21 is a view of a lower front vane carrier assembly disassembly in a second embodiment of the present invention, and Fig. 22 is a top view of the upper rear vane carrier assembly disassembly in a second embodiment of the present invention 23 is a view of a lower rear vane carrier assembly disassembly in a second embodiment of the present invention, A view showing an assembly exploded.

도 16 내지 도 24를 참고하면, 본 발명인 가스터빈의 분해방법의 제2 실시예는 터빈 섹션(100) 중 1단 내지 4단 블레이드 조립체와 1단 내지 4단 베인 조립체의 분해를 목적으로 한다. Referring to Figs. 16-24, a second embodiment of the method of disassembling a gas turbine of the present invention is directed to the disassembly of the first- to fourth-stage blade assembly and the first- to fourth-stage vane assembly of the turbine section 100. [

이를 위해 본 발명의 제2 실시예에서는 가스터빈의 분해방법에 있어서, 상부 터빈케이스(113) 분해단계, 연소기 조립체(140) 분해단계, 베인 조립체(153) 분해단계 및 블레이드 조립체(170) 분해단계를 포함하여 구성될 수 있다. For this purpose, in the second embodiment of the present invention, the method of disassembling the gas turbine includes disassembling the upper turbine case 113, dismounting the combustor assembly 140, disassembling the vane assembly 153, and disassembling the blade assembly 170 As shown in FIG.

도 16에는 유지보수 또는 부품 교체를 위한 분해 전의 가스터빈의 터빈 섹션(100)이 도시되어 있다. Fig. 16 shows the turbine section 100 of the gas turbine before decomposition for maintenance or parts replacement.

터빈 섹션(100) 전체의 분해를 위해 우선 도 17에서와 같이, 가스터빈 케이싱의 연소기 장착부(101) 및 터빈프레임(117)에서 사이드 플랜지 볼트(111a, 111b)를 각각 제거하고, 베인 캐리어 조립체(155,157)에서 베인 캐리어 센터링 핀(112a,112b)를 제거한다. The side flange bolts 111a and 111b are respectively removed from the combustor mounting portion 101 and the turbine frame 117 of the gas turbine casing and the vane carrier assembly 155 and 157, the vane carrier centering pins 112a and 112b are removed.

다음으로 연소기 조립체(140) 분해단계를 거치게 된다. 도 18를 참고하면, 연소기 장착부(101)에서 볼트(미도시)를 제거하여 연소기 헤드 조립체(141a) 및 라이너(141b)를 분해한다. 이때 연소기 헤드 조립체(141a)에는 도면으로 도시하지는 않았으나, 연료라인, 전선, 이그나이터(igniter ; 전자 제어 회로), 화염 감지기 등의 부품이 배치되어 있다. Next, the combustor assembly 140 is subjected to a decomposition step. Referring to FIG. 18, the bolts (not shown) are removed from the combustor mounting portion 101 to disassemble the combustor head assembly 141a and the liner 141b. At this time, components such as a fuel line, an electric wire, an igniter (electronic control circuit), a flame detector, and the like are disposed on the combustor head assembly 141a.

그리고 도 19에 도시된 것과 같이, 상부 전방 베인 캐리어 조립체(155)에서 볼트(미도시)를 제거하여 트랜지션 피스(151)를 분해한다. 19, the bolts (not shown) are removed from the upper front vane carrier assembly 155 and the transition pieces 151 are disassembled.

다음 도 20에서와 같이, 상부 후방 베인 캐리어 조립체(157)에서 볼트(미도시)를 제거하고, 상부 전방 베인 캐리어 조립체(155)를 분해한다. 이때 상부 전방 베인 캐리어 조립체(155)는 1단 내지 3단 베인(154a,154b,154c)를 포함할 수 있으며, 도면으로 도시되지는 않았으나, U자 실도 함께 분해된다. 20, the bolts (not shown) are removed from the upper rear vane carrier assembly 157 and the upper front vane carrier assembly 155 is disassembled. At this time, the upper front vane carrier assembly 155 may include first to third vanes 154a, 154b, 154c and, although not shown in the drawings, the U-shaped thread is also disassembled.

그리고 도 21를 참고하면, 하부 후방 베인 캐리어 조립체(163)에서 볼트(미도시)를 제거하고, 하부 터빈케이스(40)에서 베인 캐리어 센터링 핀(40a)를 제거하여, 하부 전방 베인 캐리어 조립체(161)를 분해한다. 21, the bolts (not shown) are removed from the lower rear vane carrier assembly 163 and the vane carrier centering pins 40a are removed from the lower turbine case 40 to form the lower front vane carrier assembly 161 ).

다음 도 22에서와 같이, 반원형의 하부 후방 베인 캐리어 조립체((163)와 상부 후방 베인 캐리어 조립체(164)의 접점부에서 볼트(미도시)를 제거하고, 상부 후방 베인 캐리어 조립체(164)를 분해한다. 이때 상부 후방 베인 캐리어 조립체(164)상에는 4단 블레이드(165)가 포함되며, 도면으로 도시하지는 않았으나, U자 실이 함께 분해된다.(Not shown) at the contact points of the semicircular lower rear vane carrier assembly 163 and the upper rear vane carrier assembly 164 to disassemble the upper rear vane carrier assembly 164 At this time, a four-stage blade 165 is included on the upper rear vane carrier assembly 164, and although not shown, the U-shaped thread is disassembled together.

그리고 도 23를 참고하면, 하부 터빈케이스(40)에서 베인 캐리어 센터링 핀(40b)를 제거하여, 하부 후방 베인 캐리어 조립체(163)를 분해한다. 23, the vane carrier centering pin 40b is removed from the lower turbine case 40, and the lower rear vane carrier assembly 163 is disassembled.

상기된 단계를 거치고, 마지막으로 도 24에서와 같이, 터빈디스크(171)에서 블레이드 고정구(미도시)를 제거하고, 터빈디스크(171)의 원주방향을 따라 배치된 복수 개의 1단 내지 4단 블레이드(170)를 분해한다. (Not shown) is removed from the turbine disk 171, and a plurality of first-stage to fourth-stage blades (not shown) disposed along the circumferential direction of the turbine disk 171 are removed, (170).

상기와 같은 터빈 섹션(100)의 1단 내지 4단 블레이드 조립체와 1단 내지 4단 베인 조립체에 대한 분해공정을 통해 터빈 섹션의 유지보수 또는 부품 교체 작업을 보다 효율적으로 수행할 수 있다. The maintenance or replacement of the turbine section can be performed more efficiently through the decomposition process for the first-stage to fourth-stage blade assembly and the first-stage to the fourth-stage vane assembly of the turbine section 100 as described above.

여기서 본 발명은 외부에서 유입되는 공기를 압축하는 압축기 섹션과 압축기 섹션과 연계되고 압축된 공기를 연로와 혼합하여 연소하는 연소기 섹션 및 연소기 조립체와 연계되고, 상기된 터빈 섹션의 1단 내지 4단 블레이드 조립체와 1단 내지 4단 베인 조립체에 대한 분해방법에 대해 역순으로 조립된 터빈 섹션을 포함하는 가스터빈도 포함될 수 있다. The present invention relates to a combustor section and a combustor assembly associated with a compressor section for compressing externally introduced air and a combustor section for combusting compressed air with burner and associated with the compressor section, A gas turbine including an assembly and a turbine section assembled in reverse order to a decomposition method for the first-stage to four-stage vane assembly may also be included.

[제3 실시예][Third Embodiment]

도 25은 본 발명인 가스터빈의 분해 및 조립방법에 대한 제3 실시예에 있어서 터빈 섹션을 나타낸 도면이며, 도 26는 본 발명의 제3 실시예에서 연소기 헤드 조립체 및 라이너 분해를 나타낸 도면이고, 도 27는 본 발명의 제3 실시예에서 트랜지션 피스 분해를 나타낸 도면이며, 도 28는 본 발명의 제3 실시예에서 내측 실 캐리어 볼트 분해를 나타낸 도면이고, 도 29는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 베인 내측 고정구 분해를 나타낸 도면이며, 도 30는 본 발명의 제3 실시예에서 외측 캐리어 볼트 분해를 나타낸 도면이고, 도 31는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 베인 외측 고정구 분해를 나타낸 도면이며, 도 32는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 베인 분해를 나타낸 도면이고, 도 33는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 U-링 분해를 나타낸 도면이며, 도 34는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 링 세그먼트 고정볼트 분해를 나타낸 도면이고, 도 35는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 링 세그먼트 고정구 분해를 나타낸 도면이며, 도 36는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 링 세그먼트 분해를 나타낸 도면이고, 도 37는 본 발명의 제3 실시예에서 1단 블레이드 및 블레이드 고정구 실 분해를 나타낸 도면이다. Figure 25 is a view of a turbine section in a third embodiment of a method of disassembling and assembling a gas turbine of the present invention, Figure 26 is a view of a combustor head assembly and liner disassembly in a third embodiment of the present invention, 27 is a view showing a transition piece disassembly in a third embodiment of the present invention, FIG. 28 is a view showing disassembly of an inner seal carrier bolt in a third embodiment of the present invention, and FIG. 29 is a cross- Figure 30 illustrates the outer carrier bolt disassembly in a third embodiment of the present invention, and Figure 31 illustrates a one-stage vane outer fixture disassembly in a third embodiment of the present invention. 32 is a view showing a one-stage vane decomposition in a third embodiment of the present invention, FIG. 33 is a view showing a one-stage U-ring decomposition in the third embodiment of the present invention, Of the third FIG. 35 is a view showing disassembly of the first ring segment fixture in the third embodiment of the present invention, and FIG. 36 is a view showing the disassembly of the one-stage ring segment fixing bolt in the third embodiment of the present invention, Fig. 37 is a view showing the disassembly of the single-stage blade and the blade fixture chamber in the third embodiment of the present invention. Fig.

도 25 내지 도 37를 참고하면, 본 발명의 제3 실시예에서는 가스터빈에서 터빈 섹션(100) 중 1단 블레이드 조립체(230)와 1단 베인 조립체(210)를 효율적으로 분해하기 위한 목적이며, 이러한 목적 달성을 위해 가스터빈의 분해방법에 있어서, 연소기 조립체 분해단계와 1단 베인 조립체 분해단계 및 1단 블레이드 조립체 분해단계를 포함하여 구성될 수 있다. Referring to FIGS. 25 to 37, the third embodiment of the present invention is intended to efficiently disassemble the one-stage blade assembly 230 and the one-stage vane assembly 210 of the turbine section 100 in the gas turbine, To accomplish this purpose, a method of disassembling a gas turbine may include disassembling the combustor assembly, disassembling the single-vane assembly, and disassembling the single-stage blade assembly.

우선 도 25를 참고하면, 본 발명의 제3 실시예가 적용되는 분해 전의 터빈 섹션(100)이 게시되어 있다. 도면부호 X는 본 발명의 제3 실시예가 적용되는 1단 블레이드 조립체 및 1단 베인 조립체가 배치된 부분을 도시한다.Referring to FIG. 25, a turbine section 100 before disassembly to which the third embodiment of the present invention is applied is disclosed. Reference numeral X denotes a portion in which a one-stage blade assembly and a one-stage vane assembly are disposed, to which the third embodiment of the present invention is applied.

다음 도 26를 참고하면, 연소기 조립체 분해단계는 연소기 장착부(101)에서 볼트(미도시)를 제거하여 연소기 헤드 조립체(141a) 및 라이너(141b)를 분해한다. 이때 연소기 헤드 조립체(141a)에는 도면으로 도시하지는 않았으나, 연료라인, 전선, 이그나이터(igniter ; 전자 제어 회로), 화염 감지기 등의 부품이 배치되어 있다. Referring now to Fig. 26, the combustor assembly disassembly step disassembles the combustor head assembly 141a and the liner 141b by removing the bolts (not shown) from the combustor mount 101. Fig. At this time, components such as a fuel line, an electric wire, an igniter (electronic control circuit), a flame detector, and the like are disposed on the combustor head assembly 141a.

그리고 도 27에 도시된 것과 같이, 상부 전방 베인 캐리어 조립체(155)에서 볼트(미도시)를 제거하여 트랜지션 피스(151)를 분해한다. 27, the bolts (not shown) are removed from the upper front vane carrier assembly 155 and the transition piece 151 is disassembled.

다음으로, 도 28 내지 도 37은 도 25의 X 부분에 대한 확대도이다. 1단 블레이드 조립체(230)를 분해하기 전에, 간섭을 피하기 위해 1단 베인 조립체(210)을 먼저 분해해야 한다. Next, Figs. 28 to 37 are enlarged views of the X portion in Fig. Prior to disassembly of the first stage blade assembly 230, the first stage vane assembly 210 must first be disassembled to avoid interference.

이를 위해 우선 도 28에서와 같이, 케이싱 지지체(50)와 1단 베인 내측 고정구(212) 및 1단 U-링(216)를 함께 고정하는 내측 실 캐리어 볼트(211)를 분해한다. 28, the inner thread carrier bolt 211 securing the casing support 50, the one-stage vane inner fastener 212, and the one-end U-ring 216 together is disassembled.

다음 도 29를 참고하면, 1단 U-링(216)에서 1단 베인 내측 고정구(212)를 분리한다. 1단 베인 내측 고정구(212)가 분리되면, 이제 1단 베인(215)의 내측은 연소기 장착부 방향으로 분해할 수 있는 공간을 형성한다. Referring next to Fig. 29, the first stage vane inner fixture 212 is detached from the first stage U-ring 216. Fig. Once the one-stage vane inner fixture 212 is disengaged, the inner side of the one-stage vane 215 now forms a disassembly space in the direction of the combustor mount.

다음 도 30를 참고하면, 1단 베인 외측 고정구(214)에서 외측 실 캐리어 볼트(213)를 제거하여, 1단 베인 외측 고정구(214)가 상부 전방 베인 캐리어 조립체(155)에서 분해될 수 있도록 한다. 상기된 바와 같이 상부 전방 베인 캐리어 조립체(155)상에는 1단 내지 3단 베인이 포함되어 있고, 이 중 1단 베인(215)는 가장 연소기 장착부에 인접하여 배치된다.30, the outer thread carrier bolts 213 are removed from the one-stage vane outer fastener 214 so that the one-stage vane outer fastener 214 can be disassembled in the upper front vane carrier assembly 155 . As described above, the upper front vane carrier assembly 155 includes a first through third vane, of which the first vane 215 is disposed adjacent to the most combustor mount.

다음 도 31를 참고하면, 1단 베인 외측 고정구(214)를 상부 전방 베인 캐리어 조립체(155)에서 분해한다. 이제 1단 베인(215)이 연소기 장착부 방향으로 노출되게 된다. 31, the one-stage vane outer fastener 214 is disassembled in the upper front vane carrier assembly 155. As shown in Fig. The first stage vane 215 is exposed in the direction of the combustor mounting portion.

이후 도 32와 같이, 1단 베인(215)를 1단 U-링(216)과 상부 전방 베인 캐리어 조립체(155)에서 연소기 장착부 방향으로 분해한다. Thereafter, as shown in FIG. 32, the single-stage vane 215 is disassembled in the first-stage U-ring 216 and the upper front vane carrier assembly 155 in the direction of the combustor mount.

그 다음 도 33에서와 같이, 1단 U-링(216)를 케이싱 지지체(50)에서 분해하여 1단 블레이드 조립체(230)를 분해할 수 있는 공간을 형성한다. Then, as shown in FIG. 33, the first stage U-ring 216 is disassembled in the casing support 50 to form a space for disassembling the first-stage blade assembly 230.

다음 도 34에서와 같이, 상부 전방 베인 캐리어 조립체(155)에서 1단 링 세그먼트 고정구(218) 및 1단 링 세그먼트(219)를 분해하기 위해, 우선 1단 링 세그먼트 고정볼트(217)를 분해한다. 34, the first stage ring segment fixing bolt 217 is first disassembled to disassemble the first stage ring segment fixture 218 and the first stage ring segment 219 in the upper front vane carrier assembly 155 .

이후 도 35를 참고하면, 1단 링 세그먼트 고정구(218)를 1단 링 세그먼트(219)의 측면에서 분해하고, 도 36에서와 같이, 1단 블레이드의 대향되는 위치에 배치된 1단 링 세그먼트(219)를 연소기 장착부 방향으로 분해한다.35, the first stage ring segment fixture 218 is disassembled from the side of the first stage ring segment 219, and the first stage ring segment (first stage ring segment 218) disposed at the opposed position of the first stage blade 219 in the direction of the combustor mounting portion.

다음으로, 도 37에서와 같이, 터빈디스크(60)에서 원주방향으로 복수 개가 배치된 1단 블레이드 고정구(231)를 탈거하고 1단 블레이드(233)를 포함하는 1단 블레이드 조립체(230)를 연소기 장착부 방향으로 분해한다. 37, the one-stage blade fixture 231, which is disposed in a plurality of circumferential directions in the turbine disk 60, is removed, and the one-stage blade assembly 230 including the one- Disassemble in the direction of the mounting part.

상기와 같은 터빈 섹션(100)에서 1단 베인 조립체(210)와 1단 블레이드 조립체(230)에 대한 분해공정을 통해 터빈 섹션 중 1단 베인 조립체(210)와 1단 블레이드 조립체(230)의 유지보수 또는 부품 교체 작업을 보다 효율적으로 수행할 수 있다. Stage vane assembly 210 and the one-stage blade assembly 230 in the turbine section 100 as described above, and the maintenance of the one-stage vane assembly 210 and the one-stage blade assembly 230 of the turbine section Maintenance or parts replacement work can be performed more efficiently.

여기서 본 발명은 외부에서 유입되는 공기를 압축하는 압축기 섹션과 압축기 섹션과 연계되고 압축된 공기를 연로와 혼합하여 연소하는 연소기 섹션 및 연소기 조립체와 연계되고, 상기된 터빈 섹션의 1단 베인 조립체와 1단 블레이드 조립체 분해방법에 대해 역순으로 조립된 터빈 섹션을 포함하는 가스터빈도 포함될 수 있다. The present invention relates to a combustor section and a combustor assembly associated with a compressor section for compressing externally introduced air and a combustor section associated with the compressor section and for mixing and combusting the compressed air with the furnace, A gas turbine including a turbine section assembled in reverse order to a single blade assembly disassembly method may also be included.

[제4 실시예][Fourth Embodiment]

도 38은 본 발명인 가스터빈의 분해 및 조립방법에 대한 제4 실시예에 있어서 터빈 섹션을 나타낸 도면이고, 도 39는 본 발명의 제4 실시예에서 디퓨져 커버의 로딩슬롯 분해를 나타낸 도면이며, 도 40는 본 발명의 제4 실시예에서 디퓨져 커버의 디퓨져 실 로딩슬롯 분해를 나타낸 도면이고, 도 41는 본 발명의 제4 실시예에서 디퓨져 커버의 쓰러스트 밸런스 실 조립체 로딩슬롯 분해를 나타낸 도면이며, 도 42는 본 발명의 제4 실시예에서 디퓨져 커버의 4단 블레이드 실의 링 로딩슬롯 분해를 나타낸 도면이고, 도 43는 본 발명의 제4 실시예에서 4단 블레이드 분해를 나타낸 도면이다. FIG. 38 is a view showing a turbine section in a fourth embodiment of a method of disassembling and assembling a gas turbine according to the present invention, FIG. 39 is a view showing a disassembling and assembling method of a gas turbine according to a fourth embodiment of the present invention, 40 is a view showing a diffuser seal loading slot disassembly of a diffuser cover according to a fourth embodiment of the present invention, FIG. 41 is a view showing a disassembly of a thruster balance seal assembly loading slot of a diffuser cover in a fourth embodiment of the present invention, FIG. 42 is a view showing a ring loading slot disassembly of a four-stage blade chamber of a diffuser cover in a fourth embodiment of the present invention, and FIG. 43 is a view showing a four-stage blade disassembly in the fourth embodiment of the present invention.

도 38 내지 도 43를 참고하면, 본 발명의 제4 실시예에서는 가스터빈에서 터빈 섹션(100) 중 4단 블레이드 조립체(240)를 효율적으로 분해하기 위한 목적으로서, 이를 위해 가스터빈의 분해방법에 있어서, 디퓨져 로딩슬롯(251) 분해단계 및 4단 블레이드 조립체(240) 분해단계를 포함하여 구성될 수 있다. Referring to FIGS. 38 to 43, in the fourth embodiment of the present invention, for the purpose of efficiently decomposing the four-stage blade assembly 240 of the turbine section 100 in the gas turbine, And may include a disassembly stage of the diffuser loading slot 251 and a disassembly stage of the four-stage blade assembly 240.

우선 도 38를 참고하면, 본 발명의 제4 실시예가 적용되는 가스터빈에서 4단 블레이드 조립체(240)가 배치되는 부위을 지시하는 도면부호 Y가 표시되어 있다. 도 39 내지 도 43은 Y 부분에 대한 확대도이다. Referring to FIG. 38, a reference numeral Y indicating a portion where a four-stage blade assembly 240 is disposed in a gas turbine to which the fourth embodiment of the present invention is applied is indicated. 39 to 43 are enlarged views of the Y portion.

도 39를 참고하면, 터빈 섹션(100)에서 4단 블레이드 조립체(240)를 분해하기 위해, 우선 후방 디퓨져(110)상에서 디퓨져 실 로딩슬롯(252)상에 결합되어 있는 디퓨져 로딩슬롯(251)를 분해한다. 39, to disassemble the four-stage blade assembly 240 in the turbine section 100, a diffuser loading slot 251, which is first coupled on the diffuser seal loading slot 252 on the rear diffuser 110, Disassemble.

그리고 도 40에서와 같이, 쓰러스트 밸런스 실 조립체(123)에서 디퓨져 실 로딩슬롯(252)를 분해한다. Then, as shown in FIG. 40, the diffuser seal loading slot 252 is disassembled in the thrust balance seal assembly 123.

다음 도 41에서와 같이, 라비린스 실이 배치된 로터샤프트 지지체(30)의 대향되는 허니콤 실(253a)가 장착되어 있는 쓰러스트 밸런스 실 조립체(123)의 로딩슬롯(253)를 분해한다. 이제 4단 블레이드(240)의 내측은 후방 디퓨져 방향으로 분해할 수 있는 공간이 형성된다.41, the loading slot 253 of the thrust balancing chamber assembly 123 on which the opposing honeycomb chamber 253a of the rotor shaft support 30 in which the labyrinth seal is disposed is disassembled. The inner side of the four-stage blade 240 is formed with a space capable of decomposing in the direction of the rear diffuser.

다음 도 42를 참고하면, 상부 후방 베인 캐리어 조립체(157)에서 환형으로 형성된 4단 블레이드 실 링의 로딩슬롯(256)를 분해한다. 이제 4단 블레이드(240)의 외측은 후방 디퓨져 방향으로 분해할 수 있는 공간이 형성된다.42, the upper rear vane carrier assembly 157 disassembles the loading slot 256 of the annularly formed four-stage blade seal ring. The outer side of the four-stage blade 240 is formed with a space capable of disassembling in the direction of the rear diffuser.

이후 도 43과 같이, 터빈디스크(70)에서 4단 블레이드 고정구(241)를 제거하고 4단 블레이드(243)이 포함된 4단 블레이드 조립체(240)를 후방 디퓨져 방향으로 분해한다. 43, the four-stage blade fixture 241 is removed from the turbine disk 70 and the four-stage blade assembly 240 including the four-stage blade 243 is disassembled in the direction of the rear diffuser.

상기와 같은 터빈 섹션(100)에서 4단 블레이드 조립체(240)에 대한 분해공정을 통해 터빈 섹션(100) 중 4단 블레이드 조립체(240)의 유지보수 또는 부품 교체 작업을 보다 효율적으로 수행할 수 있다. The maintenance or parts replacement operation of the four-stage blade assembly 240 of the turbine section 100 can be more efficiently performed through the decomposition process for the four-stage blade assembly 240 in the turbine section 100 as described above .

여기서 본 발명은 외부에서 유입되는 공기를 압축하는 압축기 섹션과 압축기 섹션과 연계되고 압축된 공기를 연로와 혼합하여 연소하는 연소기 섹션 및 연소기 조립체와 연계되고, 상기된 터빈 섹션의 4단 블레이드 조립체 분해방법에 대해 역순으로 조립된 터빈 섹션을 포함하는 가스터빈도 포함될 수 있다. The present invention relates to a compressor section for compressing externally introduced air and a combustor section and a combustor assembly associated with the compressor section and for mixing and burning the compressed air with the burner, A gas turbine including a turbine section assembled in reverse order with respect to the gas turbine section.

[제5 실시예][Fifth Embodiment]

도 44은 본 발명인 가스터빈의 분해 및 조립방법에 대한 제5 실시예에 있어서 터빈 섹션을 나타낸 도면이고, 도 45는 본 발명의 제5 실시예에서 플랜지 볼트 제거 후 후방 디퓨져 커버 및 후방 베어링 하우징 커버 분해를 나타낸 도면이며, 도 46는 본 발명의 제5 실시예에서 후방 베어링 플랜지 볼트 분해를 나타낸 도면이고, 도 47는 본 발명의 제5 실시예에서 후방 베어링 플랜지 분해를 나타낸 도면이며, 도 48는 본 발명의 제5 실시예에서 로터샤프트의 후단부 지지 및 후방 베어링 분해를 나타낸 도면이다. FIG. 44 is a view showing a turbine section in a fifth embodiment of a method of disassembling and assembling a gas turbine according to the present invention, and FIG. 45 is a sectional view of a rear diffuser cover and a rear bearing housing cover Fig. 46 is a view showing a rear bearing flange bolt disassembly in a fifth embodiment of the present invention, Fig. 47 is a view showing a rear bearing flange disassembly in a fifth embodiment of the present invention, Fig. 48 Fig. 7 is a view showing the rear end support and the rear bearing disassembly of the rotor shaft in the fifth embodiment of the present invention.

도 44 내지 도 48를 참고하면, 본 발명의 제5 실시예는 가스터빈에서 터빈 섹션(100) 중 후방 베어링 조립체(103)를 효율적으로 분해하기 위한 목적으로서, 이를 위해 가스터빈의 분해방법에 있어서, 후방 디퓨져 커버(116)를 분해하는 단계 및 로터샤프트(20)의 후단부를 지지하고, 후방 베어링 조립체(103)를 분해하는 단계를 포함하여 구성될 수 있다. 44 to 48, a fifth embodiment of the present invention is directed to a method for efficiently decomposing a rear bearing assembly 103 of a turbine section 100 in a gas turbine, Disassembling the rear diffuser cover 116 and supporting the rear end of the rotor shaft 20 and disassembling the rear bearing assembly 103. [

우선 도 44를 참고하면, 본 발명의 제5 실시예가 적용되는 가스터빈이 게시되고, 도면부호 Z는 본 발명의 제5 실시예가 적용되는 후방 베어링 조립체(103)가 배치되는 부위를 표시한다.Referring first to FIG. 44, a gas turbine to which a fifth embodiment of the present invention is applied, and Z designates a region where a rear bearing assembly 103 to which the fifth embodiment of the present invention is applied is disposed.

다음 도 45에서와 같이, 후방 디퓨져(119)에서 사이드 플랜지 볼트(116a)를 제거하고 후방 디퓨져 커버(116)를 분해한다. Next, as shown in Fig. 45, the side flange bolts 116a are removed from the rear diffuser 119 and the rear diffuser cover 116 is disassembled.

그리고 후방 베어링 하우징(129)에서 사이드 플랜지 볼트(115a)를 제거하고 후방 베어링 하우징 커버(115)를 분해한다.Then, the side flange bolts 115a are removed from the rear bearing housing 129 and the rear bearing housing cover 115 is disassembled.

이후에 도 46 내지도 48에서는 도 44에서 도면부호 Z에 대한 확대도가 게시된다. Thereafter, in Figs. 46 to 48, an enlarged view with reference to Z in Fig. 44 is posted.

우선 도 46를 참고하면, 후방 베어링(132)를 고정하고 있는 후방 베어링 플랜지(272)를 분해하기 위해, 후방 베어링 하우징(129)에서 후방 베어링 플랜지 볼트(271)를 분해한다. 46, the rear bearing flange bolt 271 is disassembled from the rear bearing housing 129 in order to disassemble the rear bearing flange 272 securing the rear bearing 132. As shown in Fig.

그리고 도 47에서와 같이, 후방 베어링 하우징(129)과 후방 베어링(132)를 서로 접하고 고정하고 있는 환형의 후방 베어링 플랜지(272)를 분해한다. 47, the annular rear bearing flange 272, which is in contact with and fixes the rear bearing housing 129 and the rear bearing 132, is disassembled.

이제 로터샤프트(20)의 일단부를 서포트빔(S)로 지지하고, 로터샤프트 지지체(30)에서 후방 베어링(132)를 분해함으로써, 후방 베어링(132)의 분해를 완료한다. The disassembly of the rear bearing 132 is completed by supporting one end of the rotor shaft 20 with the support beam S and disassembling the rear bearing 132 at the rotor shaft support 30. [

상기와 같은 터빈 섹션(100)에서 후방 베어링 조립체(103)에 대한 분해공정을 통해 터빈 섹션(100) 중 후방 베어링 조립체(103)의 유지보수 또는 부품 교체 작업을 보다 효율적으로 수행할 수 있다. Maintenance or replacement of the rear bearing assembly 103 of the turbine section 100 can be more efficiently performed through the decomposition process for the rear bearing assembly 103 in the turbine section 100 as described above.

여기서 본 발명은 외부에서 유입되는 공기를 압축하는 압축기 섹션과 압축기 섹션과 연계되고 압축된 공기를 연로와 혼합하여 연소하는 연소기 섹션 및 연소기 조립체와 연계되고, 상기된 터빈 섹션의 후방 베어링 분해방법에 대해 역순으로 조립된 터빈 섹션을 포함하는 가스터빈도 포함될 수 있다. The present invention relates to a compressor section for compressing externally introduced air and a combustor section and a combustor assembly associated with the compressor section and for mixing and burning the compressed air with the burner, A gas turbine including a turbine section assembled in reverse order may also be included.

이상의 사항은 가스터빈의 분해 및 조립방법과 이에 의해 조립된 가스터빈의 특정한 실시예를 나타낸 것에 불과하다.The above description is only a specific embodiment of a gas turbine disassembling and assembling method and a gas turbine assembled thereby.

따라서 이하의 청구범위에 기재된 본 발명의 취지를 벗어나지 않는 한도내에서 본 발명이 다양한 형태로 치환, 변형될 수 있음을 당해 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는 용이하게 파악할 수 있다는 점을 밝혀 두고자 한다.Therefore, it should be understood by those skilled in the art that various changes in form and details may be made therein without departing from the spirit and scope of the present invention as defined by the following claims. do.

[제1,2 실시예]
100:터빈 섹션
101:연소기 장착부
102:후방 디퓨져 조립체
103:후방 베어링 조립체
113:상부 터빈케이스
117:터빈프레임
115:후방 베어링 하우징 커버
116:후방 디퓨져 커버
118:상부 터빈프레임
119:후방 디퓨져
123:쓰러스트 밸런스 실 조립체
129:후방 베어링 하우징
132:후방 베어링
140:연소기 조립체
153:베인 조립체
155:상부 전방 베인 캐리어 조립체
157:상부 후방 베인 캐리어 조립체
161:하부 전방 베인 캐리어 조립체
163:하부 후방 베인 캐리어 조립체
170:블레이드 조립체
171:터빈디스크
[제3 실시예]
210:1단 베인 조립체
211:내측 실 캐리어 볼트
212:1단 베인 내측 고정구
213:외측 실 캐리어 볼트
214:1단 베인 외측 고정구
215:1단 베인
216:1단 U-링
217:1단 링 세그먼트 고정볼트
218:1단 링 세그먼트 고정구
219:1단 링 세그먼트
230:1단 블레이드 조립체
231:1단 블레이드 고정구
233:1단 블레이드
[제4 실시예]
240:4단 블레이드 조립체
241:4단 블레이드 고정구
243:4단 블레이드
251:디퓨져 로딩슬롯
252:디퓨져 실 로딩슬롯
253:쓰러스트 밸런스 실 조립체의 로딩슬롯
256:4단 블레이드 실 링의 로딩슬롯
[제5 실시예]
271:후방 베어링 플랜지 볼트
272:후방 베어링 플랜지[First and Second Embodiments]
100: turbine section
101: combustor mounting part
102: rear diffuser assembly
103: Rear bearing assembly
113: Upper turbine case
117: Turbine frame
115: Rear bearing housing cover
116: rear diffuser cover
118: upper turbine frame
119: rear diffuser
123: Thrust balancing chamber assembly
129: Rear bearing housing
132: rear bearing
140: combustor assembly
153: Vane assembly
155: upper front vane carrier assembly
157: upper rear vane carrier assembly
161: Lower front vane carrier assembly
163: Lower rear vane carrier assembly
170: blade assembly
171: Turbine disk
[Third Embodiment]
210: Single stage vane assembly
211: inner thread carrier bolt
212: One-end vane inner fastener
213: outer thread carrier bolt
214: One-stage vane outer fastener
215: 1 stage vane
216: 1-stage U-ring
217: Single Ring Segment Fixing Bolt
218: Single ring segment fastener
219: Single ring segment
230: Single stage blade assembly
231: 1st stage blade fixture
233: 1st stage blade
[Fourth Embodiment]
240: Four-stage blade assembly
241: Four-stage blade fixture
243: Four-stage blade
251: Diffuser loading slot
252: Diffuser Seal Loading Slot
253: Loading slot of the thrust balance chamber assembly
256: Loading slot of 4-stage blade seal ring
[Fifth Embodiment]
271: Rear bearing flange bolt
272: Rear bearing flange

Claims

A method of disassembly of a gas turbine for disassembling a rear bearing assembly of a turbine section in a gas turbine,
Disassembling the rear diffuser cover from the rear diffuser; And
Supporting one end of the rotor shaft and disassembling the rear bearing from the rotor shaft support;
Gt; a < / RTI > gas turbine.

The method according to claim 1,
And disassembling the rear bearing housing cover from the rear bearing housing after the rear diffuser cover disassembly step.

3. The method of claim 2,
And disassembling the rear bearing flange bolt from the rear bearing housing after the step of disassembling the rear bearing housing cover.

The method of claim 3,
And disassembling the rear bearing flange from the rear bearing housing after the rear bearing flange bolt disassembly step.

A compressor section for compressing the air introduced from outside;
A combustor section associated with the compressor section and for mixing and combusting the compressed air with the fumes; And
A turbine section associated with the combustor assembly and assembled in reverse order to the disassembly method of any one of claims 1 to 4;
.