WO2015108340A1 - 블레이드 팁 간극 조절 수단을 구비한 가스 터빈 및 그 제어방법 - Google Patents

블레이드 팁 간극 조절 수단을 구비한 가스 터빈 및 그 제어방법 Download PDF

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WO2015108340A1
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tip
vane carrier
timing sensor
gap
compressor
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김형윤
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두산중공업 주식회사
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    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
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    • F01D11/18—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing by self-adjusting means using stator or rotor components with predetermined thermal response, e.g. selective insulation, thermal inertia, differential expansion
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    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine and a control method thereof, and more particularly, a gas turbine in which the rotor shaft is horizontally movable in the direction of the rotation axis to adjust the turbine blade tip clearance, so that the compressor blade tip clearance is adjusted during horizontal movement of the rotor shaft.
  • the present invention relates to a gas turbine in which a blade vane carrier is movable in a rotation axis direction, and a control method thereof.
  • a gas turbine is an internal combustion engine that converts thermal energy into mechanical energy by injecting a high-temperature, high-pressure combustion gas generated by mixing fuel with air compressed at high pressure in a compressor unit and then injecting the turbine blade into a turbine blade to rotate the turbine unit. It is a kind of.
  • the compressor unit is configured by arranging a plurality of compressor rotor disks in which a plurality of compressor blades are arranged on the outer circumferential surface in multiple stages, and the turbine unit is configured in multiple stages by a plurality of turbine rotor disks, in which a plurality of turbine blades are arranged on the outer circumferential surface similar to the compressor unit. It is arranged by.
  • the front end of the compressor blade and the front end of the turbine blade are arranged so as to surround the stop member such as a housing, so as to constitute a flow path of compressed air and a combustion gas, and a gap between the front end of the compressor blade and the stop member and the turbine blade. It is known that leakage through the gap between the tip and the stop member of P has a significant effect on the efficiency of the entire gas turbine.
  • US Patent Publication No. US20100247283A1 has a compressor section 1 having a plurality of compressor blades 1a, a combustor section 2, and a plurality of turbine blades 3a, as shown in FIG.
  • the compressor blade (1a) and the turbine blade (3a) are respectively arranged on the outer circumferential surface of the rotor shaft (4) including a turbine section (3), extending from the compressor section (1) to the turbine section (3)
  • the rotor shaft 4 is configured to move horizontally in the rotation axis direction 6 by using a separate actuator (not shown).
  • a gas turbine 10 is proposed.
  • the rotor shaft 4 is forcibly moved in the rotational axis direction 6 so as to narrow the space between the tip of the turbine blade 3a and the inner circumferential surface 5a of the housing 5 so that the optimum gap Dt2 is adjusted.
  • the efficiency of (1) can be improved.
  • the compressor blade 1a which is likewise forcedly connected to the rotor shaft 4, is also moved in the rotational axis direction 6 as much as the turbine blade 3a is moved at the same time. Is moved.
  • the compressed air leaks into the widened gap Dc2, thereby lowering the efficiency of the compressor unit 1 and further reducing the efficiency of the entire gas turbine 1.
  • the above problems are due to the shape of the inner circumferential surface of the housing or stop member constituting the flow path of the compressed air or combustion gas, and thus the shape of the turbine blade tip, and the shape of the compressor blade tip.
  • the compressor unit is configured to reduce the braille while the cross-sectional area of the flow path of the air to be compressed in order to compress the incoming air in the flow direction of the air
  • the turbine unit to convert the energy generated by the expansion of the high-temperature, high-pressure combustion gas as mechanical energy
  • the combustion gas is configured to gradually enlarge the cross-sectional area of the flow path while traveling in the flow direction.
  • the shape of the housing of the compressor unit or the inner circumferential surface of the stop member constituting the flow path of the compressed air is configured to gradually reduce the inner diameter while advancing in the flow direction of air, and the housing or stop of the turbine unit constituting the flow path of the combustion gas
  • the shape of the inner circumferential surface of the member is generally composed of a shape in which the inner diameter gradually enlarges while advancing in the flow direction of the combustion gas.
  • the present invention has been made to solve the problems described above, and provided with a means for forcibly moving the rotor shaft for adjusting the gap of the turbine blade tip portion, the active gap of the compressor blade tip portion that is opened with the movement of the rotor shaft active It is an object of the present invention to provide a gas turbine and a control method thereof that can be adjusted.
  • an object of the present invention is to provide a gas turbine capable of actively adjusting the gap of the compressor blade tip to an optimal state by using a tip timing sensor capable of measuring and detecting the gap between the compressor blade tip and the stop member. It is done.
  • the gas turbine according to the present invention has a plurality of compressor blades arranged in multiple stages, a compressor rotor portion disposed to be movable in a rotation axis direction, a housing accommodating the compressor rotor portion, disposed between the housing and the compressor blades, A plurality of compressor vanes are connected to the vane carrier arranged in multiple stages, the housing, the carrier shift actuator for horizontally moving at least a portion of the vane carrier in the direction of the rotation axis and attached to the vane carrier, the tip of the compressor blade and the And at least one tip timing sensor for measuring a gap between the inner circumferential surfaces of the vane carrier.
  • At least a portion of the vane carrier that is horizontally moved by the carrier shift actuator is configured to have a shape in which the inner diameter of the inner circumferential surface is gradually reduced in the direction of the rotation axis.
  • the tip portion of the compressor blade is configured to have a shape corresponding to the shape of the inner circumferential surface of the vane carrier
  • the at least one tip timing sensor is attached to at least a portion of the vane carrier, the tip portion of the compressor blade and the vane And measure the gap between the inner circumferential surface of at least a portion of the carrier.
  • the at least one tip timing sensor may include a first tip timing sensor and a second tip timing sensor disposed to be spaced apart from each other in the rotation axis direction, and the first tip timing sensor in the flow direction of air to be compressed by the compressor blade.
  • a tip timing sensor is disposed more upstream than the second tip timing sensor.
  • the inclination angles of are different from each other.
  • the gas turbine according to the invention further comprises a control unit for controlling the operation of the carrier shift actuator.
  • the gas turbine according to the invention further comprises a rotor shift actuator for horizontally moving the compressor rotor in the direction of the rotation axis, the control unit controls the operation of the rotor shift actuator.
  • the control unit may control the rotor shift actuator to horizontally move the compressor rotor part according to a predetermined axial movement amount, and shift the carrier to horizontally move at least a portion of the vane carrier in response to the set axial movement amount. Control the actuator.
  • the control unit may further include a signal for a first measurement gap measured by the first tip timing sensor and a second measurement measured by the second tip timing sensor after movement of at least a portion of the vane carrier is completed according to the axial movement amount. Receive a signal for the gap.
  • the controller may determine whether the first measurement gap and the second measurement gap fall within a preset allowable range.
  • controller controls the carrier shift actuator to operate when at least one of the first measurement gap and the second measurement gap does not fall within the preset tolerance range.
  • the control method of the gas turbine according to the present invention comprises the steps of horizontally moving the compressor rotor portion in which the plurality of compressor blades are arranged in multiple stages in the direction of the rotation axis, disposed between the housing housing the compressor rotor portion and the compressor blade, the inner peripheral surface Horizontally moving at least a portion of the vane carrier, in which a plurality of compressor vanes are arranged in multiple stages, in the rotational axis direction and using at least one tip timing sensor attached to the vane carrier, the vane carrier and the vane carrier Measuring a gap between the inner circumferential surface of the substrate.
  • horizontally moving at least a portion of the vane carrier in the rotational axis direction may include setting an axial movement amount of at least a portion of the vane carrier and horizontally moving at least a portion of the vane carrier in the rotational axis direction. It includes.
  • measuring a gap between the tip of the compressor blade and an inner circumferential surface of at least a portion of the vane carrier may include measuring a first tip timing sensor. Measuring a gap between the tip of the compressor blade and an inner circumferential surface of at least a portion of the vane carrier; and using the second tip timing sensor spaced apart from the first tip timing sensor in the direction of the rotation axis. Measuring a gap between a tip of a blade and an inner circumferential surface of at least a portion of the vane carrier, wherein the first tip timing sensor is more than the second tip timing sensor in a flow direction of air to be compressed by the compressor blade; Disposed upstream.
  • the first tip timing sensor and measuring the gap between the front end of the compressor blade and the inner peripheral surface of at least a portion of the vane carrier by using the first measurement gap and the second tip timing sensor And determining whether the second measurement gap measured by measuring the gap between the tip of the compressor blade and the inner circumferential surface of at least a portion of the vane carrier falls within a preset allowable range.
  • the gas turbine and the control method thereof according to the present invention it is possible to actively control the gap between the tip of the compressor blade that is opened along with the movement of the rotor shaft, thereby increasing the efficiency of the entire gas turbine.
  • the gas turbine and the control method thereof according to the present invention by using a tip timing sensor that can measure and detect the gap between the compressor blade tip and the stop member to actively control the gap of the compressor blade tip in an optimal state. You can do it.
  • FIG. 1 is a schematic view of a gas turbine with a turbine blade clearance adjustment arrangement according to the prior art.
  • FIG. 2A is a schematic view for explaining a configuration in which a gap of a turbine blade tip portion is adjusted according to the gap adjusting configuration shown in FIG. 1.
  • FIG. 2A is a schematic view for explaining a configuration in which a gap of a turbine blade tip portion is adjusted according to the gap adjusting configuration shown in FIG. 1.
  • FIG. 2B is a schematic diagram for describing a phenomenon in which the gap between the tip of the compressor blade is widened according to the gap adjusting configuration shown in FIG. 1.
  • FIG 3 is a cross-sectional view of a gas turbine including a gap adjusting configuration of a compressor blade tip portion according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 and 5 are partially enlarged views of the gas turbine illustrated in FIG. 3, illustrating a state in which the gap between the tip of the compressor blade is opened.
  • FIG. 5 is an enlarged view of a part of the gas turbine illustrated in FIG. 3 and illustrates a gap of a compressor blade tip.
  • FIG. 6 and 7 are partially enlarged views of the gas turbine shown in FIG. 3, illustrating a state in which gap adjustment of the tip of the compressor blade is completed.
  • FIG. 7 is a partially enlarged view of the gas turbine illustrated in FIG. 3 and illustrates a state in which gap adjustment of the tip of the compressor blade is completed.
  • FIG. 8 is a functional block diagram illustrating a gap control system of a front end portion of a turbine blade and a front end portion of a compressor blade according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 9 is a flowchart illustrating a gap adjusting method of a tip of a turbine blade and a tip of a compressor blade according to an embodiment of the present invention.
  • first and second may be used to describe various components, but the components may not be limited by the terms. The terms are only for the purpose of distinguishing one component from another.
  • first component may be referred to as the second component, and similarly, the second component may also be referred to as the first component.
  • a component When a component is referred to as being connected or connected to another component, it may be understood that the component may be directly connected to or connected to the other component, but there may be other components in between. . On the other hand, when a component is mentioned as being directly connected to or directly connected to another component, it may be understood that there is no other component in between.
  • FIG 3 is a cross-sectional view of the gas turbine 100 including the clearance adjustment configuration of the tip of the compressor blade 11 according to an embodiment of the present invention.
  • a plurality of compressor blades 11 are arranged in multiple stages on a plurality of compressor rotor disks 12, and a rotation axis X-X ′ direction.
  • Compressor rotor portion disposed to be movable to the housing, the housing 20 for receiving the compressor rotor portion, disposed between the housing 20 and the compressor blade 11, a plurality of compressor vanes 13 on the inner peripheral surface in multiple stages
  • a vane carrier arranged to be connected to the housing 20, the carrier shift actuator 30 and the vane carrier 14 which horizontally move at least a portion of the vane carrier 14 in the direction of the rotation axis X-X ′.
  • at least one tip timing sensor attached to the at least one tip timing sensor for measuring a gap between the tip of the compressor blade 11 and the inner circumferential surface of the vane carrier 14.
  • the gas turbine according to the present invention is configured such that the rotor shaft is horizontally moved in the direction of the rotation axis in order to adjust the gap of the turbine blade tip, similarly to the configuration of the prior art described above.
  • a configuration related to a turbine rotor portion having a turbine blade and a turbine rotor disk on which the turbine blades are arranged, a configuration related to a rotor shaft including a turbine rotor portion, and a detailed configuration related to a rotor shift actuator for horizontally moving the rotor shaft in the rotation axis direction Is applicable without limitation to the present invention, the description of the overlapping with the above-described prior art will be omitted.
  • the present invention is to solve the problem that the compressor rotor portion is moved by the configuration to move the entire rotor shaft as described above to adjust the gap of the turbine blade front end portion, the gap between the front end of the compressor blade 11 becomes wider, At least a part of the vane carrier 14 in which a gap is formed between the tip ends of the compressor blades 11 is configured to be able to move in the direction in which the compressor rotor part is horizontally moved. That is, the vane carrier 14 according to the present invention may be configured to be capable of horizontal movement as a whole, or only part of the vane carrier 14 may be configured to be horizontally movable.
  • FIG 3 illustrates an embodiment in which a part of the vane carrier 14 is configured to be horizontally movable as described above.
  • an embodiment in which only a part of the vane carrier 14 is configured to be horizontally movable is described.
  • the configuration of the vane carrier 14 as described above is horizontally movable as will be seen that naturally belongs to the scope of the present invention.
  • the vane carrier 14 includes a first vane carrier 14a fixed to the housing 20, and Configured to include a second vane carrier 14b as at least a portion movably configured by the carrier shift actuator 30, wherein the first vane carrier 14a and the second vane carrier 14b are separated from each other.
  • the second vane carrier 14b is horizontally moved by the carrier shift actuator 30 in the rotational axis X-X 'direction, that is, in the direction in which the compressor rotor part is horizontally moved.
  • the vane carrier 14 according to the present invention is provided on the upstream side in the flow direction to form a cross-sectional area of the flow path is gradually reduced in the flow direction while forming the flow path of the compressed air is illustratively cylindrical
  • the inner diameter of the inner circumferential surface of the first vane carrier 14a which is substantially constant while traveling in the direction of the rotation axis X-X ', is provided on the downstream side in the flow direction, and the inner diameter of the cylindrical inner circumferential surface is the rotation axis (X-). It may be divided into a second vane carrier 14b having a shape that gradually decreases while traveling in the X ') direction.
  • the second vane carrier (which is more affected by the gap between the tip end portion (11a of FIG. 4) of the compressor blade 11 due to the movement in the rotational axis (X-X ′) of the compressor rotor portion ( 14b) may be configured as a portion that is moved in the direction of rotation axis (X-X ') by the carrier shift actuator 30 to reduce the size of the carrier shift actuator 30, and to move the second vane carrier 14b.
  • the required load capacity of the carrier shift actuator 30 can be reduced.
  • the carrier shift actuator 30 is firmly fixed and connected to the housing 20 and horizontally moves the second vane carrier 14b in the direction of the rotation axis X-X ', more specifically in the direction in which the compressor rotor part is horizontally moved. It is a structure for moving.
  • the carrier shift actuator 30 can be applied without limitation as long as it can move the second vane carrier 14b horizontally in the direction of the rotation axis X-X 'in response to a control signal of a controller to be described later in detail.
  • a hydraulic actuator, an electric actuator, and the like can be applied.
  • FIG. 3 shows an exemplary embodiment in which a hydraulically actuated carrier shift actuator 30 is applied, and the connecting portion 14b-1 of the second vane carrier 14b extending perpendicular to the rotational axis X-X '.
  • the second vane carrier 14b is moved forward and backward in the rotational axis X-X 'direction (arrow direction in FIG. 3) by pressurizing both sides of the side by hydraulically driving two pistons.
  • the at least one tip timing sensor 40 measures a gap of the tip of the compressor blade 11 after the second vane carrier 14b is moved in the direction of the rotation axis (X-X '), and then measures the gap of measurement. It serves to convey.
  • the tip timing sensor 40 to be applied to the present invention is not limited as long as the tip timing sensor 40 can measure the gap between the tip of the compressor blade 11 and the inner circumferential surface of the second vane carrier 14b. It may be applied, preferably provided as at least the first tip timing sensor 41 and the second tip timing sensor 42 disposed spaced apart from each other in the rotation axis (X-X ') direction, the compressor blade ( The first tip timing sensor 41 is arranged further upstream than the second tip timing sensor 42 in the flow direction of air to be compressed by 11.
  • the position in the direction of the rotation axis X-X 'where the first tip timing sensor 41 is disposed is different from the position in the direction of the rotation axis X-X' in which the second tip timing sensor 42 is disposed.
  • Arrange these sensors so that the inclination angle (Figs. 4 and 6) between the inner circumferential surface of the second vane carrier 14b and the rotation axis X-X 'at the position where the first tip timing sensor 41 is disposed.
  • A1 and an inclination angle between the inner circumferential surface of the second vane carrier 14b and the rotation axis X-X 'at the position where the second tip timing sensor 42 is disposed (a2 in FIGS. 5 and 7). It is preferable that these differ from each other.
  • the gap between the tip of the compressor blade 11 and the inner circumferential surface of the second vane carrier 14b may be different due to the horizontal movement in the rotational axis (X-X ') direction of the second vane carrier 14b.
  • FIG. 4 and 5 are partially enlarged views of the gas turbine shown in FIG. 3, FIG. 4 is an enlarged view of a position where the first tip timing sensor 41 is disposed, and FIG. 5 is a second tip timing sensor 42. ) Is an enlarged view of the position where the gap is disposed, and is a view for explaining a state where the gap between the tip end portion 11a of the compressor blade 11 is opened.
  • a rotor shift actuator (not shown) is operated so that the rotor shaft is horizontally moved in the direction of the axis of rotation, in particular in the left direction of the drawing, whereby the rear end is forced to the compressor rotor disk (12 in FIG. 3).
  • the compressor blades 11 which are connected are also moved in the left direction of the drawing.
  • the inner circumferential surface 14b-2 of the second vane carrier 14b to which the rear end 13b of the compressor vane 13 is fixed and connected is configured to have a constant inclination angle a1 and a2 with respect to the rotation axis direction, and the compressor blade Since the tip end portion 11a of (11) is configured to have a shape corresponding to the shape of the inner circumferential surface 14b-2 of the second vane carrier 14b, the compressor blade 11 that has been previously set to an optimal state.
  • the gap between the tip portion 11a and the inner circumferential surface 14b-2 of the second vane carrier 14b is gradually enlarged in proportion to the movement amount of the compressor rotor disk, and thus the timing at which the movement of the compressor rotor disk in the rotational axis direction is stopped. Maximum gaps Da1 and Db1 are formed in the gap, and leakage of compressed air occurs in the maximum gaps Da1 and Db1.
  • the inclination angle a1 of the inner circumferential surface 14b-2 of the second vane carrier 14b at the position where the first tip timing sensor 41 is disposed and the position at which the second tip timing sensor 42 is disposed Since the inclination angles a2 of the inner circumferential surface 14b-2 of the second vane carrier 14b are different from each other, the maximum gap Da1 and the second tip timing sensor at the position where the first tip timing sensor 41 is disposed
  • the maximum gap Db1 at the position where the 42 is disposed may be different from each other.
  • the front end portion 13a of the compressor vane 13 having a seal portion for preventing leakage of compressed air is configured to be substantially parallel to the rotating shaft similar to the shape of the outer circumferential surface of the adjacent compressor rotor (12 in FIG. 3). As a result, the gap between them is hardly affected by the rotation of the rotor shaft in the axial direction.
  • FIG. 6 and 7 are partially enlarged views of the gas turbine shown in FIG. 3, FIG. 4 is an enlarged view of a position where the first tip timing sensor 41 is disposed, and FIG. 5 is a second tip timing sensor 42. ) Is an enlarged view of the position where the gap is disposed, and is a view for explaining a state where the gap adjustment of the tip end portion 11a of the compressor blade 11 is completed.
  • the carrier shift actuator described above is operated in accordance with a control signal of a controller to be described later in order to reduce the gap between the tip end portion 11a of the compressor blade 11 that is formed to the maximum.
  • a control unit controls the rotor shift actuator to horizontally move the compressor rotor unit according to a preset rotational axis movement amount, and horizontally moves the second vane carrier 14b in response to the rotational axis movement amount. And to control the carrier shift actuator.
  • the first tip timing sensor 41 and the second tip timing sensor 42 each have a tip end portion of the compressor blade 11 at positions respectively disposed in real time from the time point at which the second vane carrier 14b starts to move. Measure the gap of 11a) and transfer each measurement gap to the controller.
  • the controller may determine whether the first measurement gap transmitted from the first tip timing sensor 41 and the second measurement gap transmitted from the second tip timing sensor belong to a preset allowable range, that is, the optimum gap.
  • the second vane carrier 14b determines whether the first measurement gap and the second measurement gap are within the allowable range after the movement is completed according to the rotational axis direction movement amount.
  • the controller transmits a control signal for reactivating the carrier shift actuator to the carrier shift actuator.
  • the gas turbine according to the present invention is automatically controlled such that optimum gaps Da2 and Db2 are set in advance at the tip of the compressor blade 11.
  • FIG. 8 is a functional block diagram illustrating a clearance control system of a front end portion of a turbine blade and a front end portion 11a of a compressor blade 11 according to an embodiment of the present invention
  • FIG. 9 is a turbine according to an embodiment of the present invention. It is a flowchart for demonstrating the clearance gap adjusting method of the front-end
  • a user commands a control command for horizontally moving a rotor rotator including a compressor rotor part to a controller 50 through a terminal device 200 electrically connected to the controller 50.
  • the controller 50 transmits a control signal for driving the rotor shift actuator 60 to the rotor shift actuator 60 according to the control command.
  • step S1 of horizontally moving the compressor rotor in the rotation axis direction is performed.
  • the controller 50 sets the rotational axis direction movement amount of the second vane carrier 14b in response to the horizontal movement of the compressor rotor part (S2), and controls to horizontally move the second vane carrier 14b in the rotational axis direction.
  • the signal is transmitted to the carrier shift actuator 30 to start the movement of the second vane carrier 14b in the rotational axis direction (S3), and the gap between the tip 11a of the compressor blade 11 gradually opened by the horizontal movement of the compressor rotor is gradually narrowed. You lose.
  • the gap between the tip portion 11a of the compressor blade 11 and the inner circumferential surface of the second vane carrier 14b is measured using the first tip timing sensor 41 (S4), and the compressor blade 11
  • the gap between the tip portion 11a of the c) and the inner circumferential surface of the second vane carrier 14b is measured using the second tip timing sensor 42 (S5), and obtained using the first tip timing sensor 41.
  • the second measurement gap obtained by using the first measurement gap and the second tip timing sensor 42 is transferred to the controller 50.
  • the controller 50 determines whether the first measurement gap and the second measurement gap are within a preset allowable range (S6), and the first measurement gap and the second measurement gap are the preset allowable range. If it is within the step, the gap adjustment control is completed, and if at least one of the first measurement gap and the second measurement gap does not fall within the preset allowable range, setting the rotational axis direction movement amount of the second vane carrier 14b. Return to reset the rotation axis direction movement amount (S2), and transmits a control signal for horizontally moving the second vane carrier 14b in the rotation axis direction according to the reset movement amount to the carrier shift actuator 30 to the second vane The carrier 14b is further moved in the rotation axis direction (S3).
  • the step (S4) of measuring the gap of the tip portion 11a of the compressor blade 11 using the first tip timing sensor 41 and the tip portion 11a of the compressor blade 11 are measured.
  • the step S5 of measuring the gap using the second tip timing sensor 42 and the step S6 of determining whether the first measurement gap and the second measurement gap are within a preset allowable range are repeatedly performed. do.
  • the gas turbine is configured such that the rotor shaft is horizontally movable in the direction of the rotation axis to adjust the turbine blade tip gap, and the gas turbine is configured so that the blade vane carrier is movable in the rotation axis direction to adjust the gap of the compressor blade tip when the rotor shaft is horizontally moved.
  • the control method is related.

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Abstract

본 발명은 터빈 블레이드 선단부 간극 조절을 위해서 로터 샤프트가 회전축 방향으로 이동 가능하게 구성되되, 로터 샤프트의 이동 시 압축기 블레이드 선단부 간극 조절을 위해서 블레이드 베인 캐리어가 회전축 방향으로 이동 가능하게 구성함으로써 능동적으로 압축기 블레이드 선단부 간극조절이 가능한 가스 터빈 및 그 제어방법에 관한 것이다.

Description

블레이드 팁 간극 조절 수단을 구비한 가스 터빈 및 그 제어방법
본 발명은 가스 터빈 및 그 제어방법에 관한 것이며, 더욱 자세히는 터빈 블레이드 선단부 간극 조절을 위해서 로터 샤프트가 회전축 방향으로 수평이동 가능하게 구성되는 가스 터빈으로서 로터 샤프트의 수평이동 시 압축기 블레이드 선단부 간극 조절을 위해서 블레이드 베인 캐리어가 회전축 방향으로 이동 가능하게 구성되는 가스터빈 및 그 제어방법에 관한 것이다.
반적으로 가스 터빈은 압축기부에서 고압으로 압축된 공기에 연료를 혼합시킨 후 연소시켜 생성되는 고온, 고압의 연소 가스를 터빈부의 터빈 블레이드에 분사시켜 터빈부를 회전시킴으로써 열에너지를 역학적 에너지로 변환하는 내연기관의 일종이다.
통상적으로 압축기부는 외주면에 복수의 압축기 블레이드가 배열되는 복수의 압축기 로터 디스크를들 다단으로 배치하여 구성되고, 터빈부는 압축기부와 유사하게 외주면에 복수의 터빈 블레이드가 배열되는 복수의 터빈 로터 디스크를 다단으로 배치하여 구성된다.
이 때 압축기 블레이드의 선단부와 터빈 블레이드의 선단부를 하우징 등과 같은 정지부재가 둘러싸도록 배치하여 압축공기의 유로 및 연소 가스의 유로가 구성되며, 상기 압축기 블레이드의 선단부와 정지부재 사이의 간극 및 상기 터빈 블레이드의 선단부와 정지부재 사이의 간극을 통한 누설이 전체 가스 터빈의 효율에 상당한 영향을 미치는 것으로 알려져 있다.
이러한 간극을 줄여 압축공기 및 연소 가스의 누설량을 감소시킴으로써 가스 터빈의 효율을 높이기 위한 여러 가지 방안들이 제시되고 있으며, 특히, 고온의 연소 가스에 노출되는 터빈 블레이드의 선단부와 정지부재가 운전 중 열팽창 현상으로 인해 이들 사이의 간극이 최초 설정된 간극범위를 넘어서게 됨으로써 발생하는 효율 저감 문제를 해결하기 위한 방안들이 제시되어 있다.
이와 관련하여, 미국특허공개공보 US20100247283A1에는 도 1에 도시된 바와 같이, 다수의 압축기 블레이드(1a)를 구비한 압축기부(1), 연소기부(2), 다수의 터빈 블레이드(3a)를 구비한 터빈부(3)를 포함하고, 상기 압축기부(1)로부터 상기 터빈부(3)까지 연장되는 로터 샤프트(4)의 외주면에 상기 압축기 블레이드(1a)와 상기 터빈 블레이드(3a)가 각각 배열하되, 운전 중 상기 터빈 블레이드(3a)의 선단부와 하우징(5) 사이의 간극을 조절하기 위해서 상기 로터 샤프트(4)가 도시되지 않은 별도의 액추에이터를 이용하여 회전축 방향(6)으로 수평 이동되도록 구성되는 가스 터빈(10)이 제안되어 있다.
상기와 같은 구성을 통해서, 도 2a 내지 도 2b에 도시된 바와 같이 가스 터빈(1)의 운전 중 터빈 블레이드(3a)의 선단부와 하우징(5)의 내주면(5a)의 사이의 벌어진 간극(Dt1)을 좁히기 위해서, 로터 샤프트(4)가 회전축 방향(6)으로 강제 이동되어 터빈 블레이드(3a)의 선단부와 하우징(5)의 내주면(5a) 사이가 최적의 간극(Dt2)이 되도록 조정되어 터빈부(1)의 효율이 향상될 수 있게 된다.
그러나 로터 샤프트(4)가 회전축 방향(6)으로 이동됨에 따라, 마찬가지로 로터 샤프트(4)에 강제 연결되어 있는 압축기 블레이드(1a) 또한 동시에 터빈 블레이드(3a)가 이동된 만큼 회전축 방향(6)으로 이동된다.
따라서 이미 최적으로 설정되어 있던 압축기 블레이드(1a)의 선단부와 하우징(5)의 내주면(5a) 사이의 간극(Dc1)이 로터 샤프트(4)의 이동에 수반하여 더 넓어진 간극(Dc2)로 벌어지게 되어, 상기 넓어진 간극(Dc2)으로 압축 공기가 누설되어 압축기부(1)의 효율이 낮아지게 되고, 나아가 가스 터빈(1) 전체의 효율 감소로 이어지게 되는 문제점을 갖는다.
상기와 같은 문제점은 압축 공기 또는 연소 가스의 유로를 구성하는 하우징 또는 정지부재의 내주면의 형상 및 이에 따른 터빈 블레이드 선단부의 형상, 압축기 블레이드 선단부 형상에 기인한다.
즉, 압축기부는 유입되는 공기를 압축하기 위해서 압축될 공기의 유로의 단면적이 공기의 유동방향으로 진행하면서 점자 감소되도록 구성되며, 터빈부는 고온, 고압의 연소 가스가 팽창하면서 발생하는 에너지를 역학적 에너지로 변환하기 위해서 연소 가스는 유동 방향으로 진행하면서 유로의 단면적이 점차 확대되도록 구성된다.
그에 따라 압축 공기의 유로를 구성하는 압축기부의 하우징 또는 정지부재의 내주면의 형상은 공기의 유동방향으로 진행하면서 내경이 점차 축소되는 형상으로 구성되고, 연소 가스의 유로를 구성하는 터빈부의 하우징 또는 정지부재의 내주면의 형상은 연소 가스의 유동방향으로 진행하면서 내경이 점차 확대되는 형상으로 구성되는 것이 일반적이다.
따라서 전술한 선행 문헌에 기재된 바와 같이 터빈 블레이드 선단부의 간극을 조절하기 위해서 로터 샤프트 전체를 이동시키는 구성은 압축기 블레이드 선단부의 간극이 더 벌어지게 되는 문제점을 피할 수 없게 된다.
본 발명은 전술한 바와 같은 문제점을 해결하기 위해서 안출된 것으로서, 터빈 블레이드 선단부의 간극 조절을 위해 로터 샤프트를 강제 이동시키는 수단을 구비하되, 로터 샤프트의 이동에 수반하여 벌어진 압축기 블레이드 선단부의 간극을 능동적으로 조정할 수 있는 가스 터빈 및 그 제어방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
또한, 본 발명은 압축기 블레이드 선단부와 정지부재 사이의 간극을 측정 및 감지할 수 있는 팁 타이밍 센서를 이용하여, 압축기 블레이드 선단부의 간극을 최적의 상태로 능동적으로 조정할 수 있는 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명에 따른 가스터빈은 다수의 압축기 블레이드가 다단으로 배열되며, 회전축 방향으로 이동가능하게 배치되는 압축기 로터부, 상기 압축기 로터부를 수용하는 하우징, 상기 하우징과 상기 압축기 블레이드 사이에 배치되며, 내주면에 복수의 압축기 베인이 다단으로 배열되는 베인 캐리어, 상기 하우징에 연결되며, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분을 상기 회전축 방향으로 수평 이동시키는 캐리어 시프트 액추에이터 및 상기 베인 캐리어에 부착되며, 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 내주면 사이의 간극을 측정하는 적어도 하나의 팁 타이밍 센서를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 캐리어 시프트 액추에이터에 의해서 수평 이동되는 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분은 내주면의 내경이 상기 회전축 방향으로 진행하면서 점차 축소되는 형상을 갖도록 구성된다.
또한, 상기 압축기 블레이드의 선단부는 상기 베인 캐리어의 내주면의 형상에 대응되는 형상을 갖도록 구성되며, 상기 적어도 하나의 팁 타이밍 센서는 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분에 부착되며, 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하도록 구성된다.
또한, 상기 적어도 하나의 팁 타이밍 센서는, 상기 회전축 방향으로 서로 이격되어 배치되는 제1 팁 타이밍 센서 및 제2 팁 타이밍 센서를 포함하고, 상기 압축기 블레이드에 의해서 압축될 공기의 유동방향으로 상기 제1 팁 타이밍 센서가 상기 제2 팁 타이밍 센서보다 더 상류에 배치된다.
또한, 상기 제1 팁 타이밍 센서가 배치되는 위치에서 상기 제2 베인 캐리어의 내주면과 상기 회전축 사이의 경사각과, 상기 제2 팁 타이밍 센서가 배치되는 위치에서 상기 제2 베인 캐리어의 내주면과 상기 회전축 사이의 경사각이 서로 상이하다.
또한, 본 발명에 따른 가스 터빈은 상기 캐리어 시프트 액추에이터의 작동을 제어하는 제어부를 더 포함한다.
또한, 본 발명에 따른 가스 터빈은 상기 압축기 로터부를 회전축 방향으로 수평 이동시키는 로터 시프트 액추에이터를 더 포함하며, 상기 제어부는 상기 로터 시프트 액추에이터의 작동을 제어한다.
또한, 상기 제어부는, 미리 설정된 축방향 이동량에 따라 상기 압축기 로터부를 수평 이동시키도록 상기 로터 시프트 액추에이터를 제어하며, 상기 설정된 축방향 이동량에 대응하여 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분를 수평이동시키도록 상기 캐리어 시프트 액추에이터를 제어한다.
또한, 상기 제어부는 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분이 상기 축방향 이동량에 따라 이동이 완료된 후 상기 제1 팁 타이밍 센서에서 측정된 제1 측정간극에 대한 신호 및 상기 2 팁 타이밍 센서에서 측정된 제2 측정간극에 대한 신호를 수신한다.
또한, 상기 제어부는, 상기 제1 측정간극과 상기 제2 측정간극이 미리 설정된 허용범위 내에 속하는지 여부를 판단한다.
또한, 상기 제어부는 상기 제1 측정간극과 상기 제2 측정간극 중에서 적어도 하나가 상기 미리 설정된 허용범위 내에 속하지 않으면, 상기 캐리어 시프트 액추에이터가 작동하도록 제어한다.
한편, 본 발명에 따른 가스 터빈의 제어방법은, 다수의 압축기 블레이드가 다단으로 배열된 압축기 로터부를 회전축 방향으로 수평 이동시키는 단계, 상기 압축기 로터부를 수용하는 하우징과 상기 압축기 블레이드 사이에 배치되며, 내주면에 복수의 압축기 베인이 다단으로 배열되는 베인 캐리어의 적어도 일부분을 상기 회전축 방향으로 수평 이동시키는 단계 및 상기 베인 캐리어에 부착되는 적어도 하나의 팁 타이밍 센서를 이용하여, 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계를 포함한다.
또한, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분을 상기 회전축 방향으로 수평 이동시키는 단계는, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 축방향 이동량을 설정하는 단계와, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분을 상기 회전축 방향으로 수평 이동시키는 단계를 포함한다.
또한, 상기 베인 캐리어에 부착되는 적어도 하나의 팁 타이밍 센서를 이용하여, 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계는, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분에 부착되는 상기 적어도 하나의 팁 타이밍 센서를 이용하여 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계를 포함한다.
또한, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분에 부착되는 상기 적어도 하나의 팁 타이밍 센서를 이용하여 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계는, 제1 팁 타이밍 센서를 이용하여 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계와, 상기 제1 팁 타이밍 센서로부터 상기 회전축 방향으로 이격되어 배치되는 제2 팁 타이밍 센서를 이용하여 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계를 포함하고, 상기 압축기 블레이드에 의해서 압축될 공기의 유동방향으로 상기 제1 팁 타이밍 센서가 상기 제2 팁 타이밍 센서보다 더 상류에 배치된다.
또한, 상기 제1 팁 타이밍 센서를 이용하여 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계에 의해서 측정된 제1 측정간극 및 상기 제2 팁 타이밍 센서를 이용하여 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계에 의해서 측정된 제2 측정간극이 미리 설정된 허용범위 내에 속하는지 여부를 판단하는 단계를 더 포함한다.
또한, 상기 제1 측정간극과 상기 제2 측정간극 중에서 적어도 하나가 상기 미리 설정된 허용범위 내에 속하지 않으면, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 축방향 이동량을 재설정하는 단계와, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분를 상기 재설정된 이동량에 따라 상기 회전축 방향으로 수평 이동시키는 단계를 더 포함한다.
본 발명에 따른 가스 터빈 및 그 제어방법에 의해, 로터 샤프트의 이동에 수반하여 벌어진 압축기 블레이드 선단부의 간극을 능동적으로 제어하여 가스 터빈 전체의 효율을 높일 수 있게 된다.
또한, 본 발명에 따른 가스 터빈 및 그 제어방법에 의해, 압축기 블레이드 선단부와 정지부재 사이의 간극을 측정 및 감지할 수 있는 팁 타이밍 센서를 이용함으로써 압축기 블레이드 선단부의 간극을 최적의 상태로 능동적으로 제어할 수 있게 된다.
도 1은 종래기술에 따른 터빈 블레이드 간극조절 구성을 구비한 가스 터빈의 개략도이다.
도 2a는 도 1에 도시된 간극 조절 구성에 따라 터빈 블레이드 선단부의 간극이 조정되는 구성을 설명하기 위한 개략도이며,이다.
도 2b는 도 1에 도시된 간극 조절 구성에 따라 압축기 블레이드 선단부의 간극이 벌어지는 현상을 설명하기 위한 개략도이다.
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 압축기 블레이드 선단부의 간극 조절 구성을 포함하는 가스 터빈의 단면도이다.
도 4 및 도 5는 도 3에 도시된 가스 터빈의 부분 확대도로서, 압축기 블레이드 선단부의 간극이 벌어진 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 5는 도 3에 도시된 가스 터빈의 부분 확대도로서, 압축기 블레이드 선단부의 간극이 벌어진 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 6 및 도 7은 도 3에 도시된 가스 터빈의 부분 확대도로서, 압축기 블레이드 선단부의 간극 조절이 완료된 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 7은 도 3에 도시된 가스 터빈의 부분 확대도로서, 압축기 블레이드 선단부의 간극 조절이 완료된 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 8은 본 발명의 일실시예에 따른 터빈 블레이드의 선단부 및 압축기 블레이드 선단부의 간극 제어 시스템을 설명하기 위한 기능 블록도이다.
도 9는 본 발명의 일실시예에 따른 터빈 블레이드의 선단부 및 압축기 블레이드 선단부의 간극 조절 방법을 설명하기 위한 순서도이다.
본 발명의 실시를 위한 구체적인 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 설명한다.
본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 의도는 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해될 수 있다.
본 발명을 설명함에 있어서 제 1, 제 2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되지 않을 수 있다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제 1 구성요소는 제 2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제 2 구성요소도 제 1 구성요소로 명명될 수 있다.
어떤 구성요소가 다른 구성요소에 연결되어 있다거나 접속되어 있다고 언급되는 경우는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해될 수 있다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 직접 연결되어 있다거나 직접 접속되어 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해될 수 있다.
본 명세서에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함할 수 있다.
본 명세서에서, 포함하다 또는 구비하다 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것으로서, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해될 수 있다.
또한, 다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 본 명세서에서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가질 수 있다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석될 수 있으며, 본 명세서에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않을 수 있다.
또한, 이하의 실시예는 당업계에서 평균적인 지식을 가진 자에게 보다 명확하게 설명하기 위해서 제공되는 것으로서, 도면에서의 요소들의 형상 및 크기 등은 보다 명확한 설명을 위해 과장될 수 있다.
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 압축기 블레이드(11) 선단부의 간극 조절 구성을 포함하는 가스 터빈(100)의 단면도이다.
도 3을 참조하면, 본 발명의 일시예에 따른 가스 터빈(100)은, 다수의 압축기 블레이드(11)가 다수의 압축기 로터 디스크(12)에 다단으로 배열되며, 회전축(X-X') 방향으로 이동가능하게 배치되는 압축기 로터부, 상기 압축기 로터부를 수용하는 하우징(20), 상기 하우징(20)과 상기 압축기 블레이드(11) 사이에 배치되며, 내주면에 복수의 압축기 베인(13)이 다단으로 배열되는 베인 캐리어, 상기 하우징(20)에 연결되며, 상기 베인 캐리어(14)의 적어도 일부분을 상기 회전축(X-X') 방향으로 수평 이동시키는 캐리어 시프트 액추에이터(30) 및 상기 베인 캐리어(14)에 부착되며, 상기 압축기 블레이드(11)의 선단부와 상기 베인 캐리어(14)의 내주면 사이의 간극을 측정하는 적어도 하나의 팁 타이밍 센서를 포함하도록 구성된다.
본 발명에 따른 가스 터빈은 전술한 종래 기술의 구성과 유사하게 터빈 블레이드 선단부의 간극 조절을 위해서 로터 샤프트가 회전축 방향으로 수평 이동되도록 구성된다.
터빈 블레이드와, 터빈 블레이드가 배열되는 터빈 로터 디스크를 구비하는 터빈 로터부에 관한 구성 및 터빈 로터부를 포함하는 로터 샤프트에 관한 구성, 로터 샤프트를 회전축 방향으로 수평 이동시키기 위한 로터 시프트 액추에이터에 관한 상세 구성은 본 발명에 제한 없이 적용가능하며, 전술한 종래 기술과 중복되는 부분에 대한 설명은 생략하기로 한다.
한편, 본 발명은 터빈 블레이드 선단부의 간극을 조절하기 위해서 상기와 같이 로터 샤프트 전체를 이동시키는 구성에 의해서 압축기 로터부가 이동되어 압축기 블레이드(11) 선단부의 간극이 더 벌어지게 되는 문제점을 해결하기 위해, 압축기 블레이드(11) 선단부 사이에 간극이 형성되는 베인 캐리어(14)의 적어도 일부를 압축기 로터부가 수평 이동된 방향으로 이동시킬 수 있게 구성된다. 즉, 본 발명에 따른 베인 캐리어(14)는 전체가 수평 이동가능하게 구성될 수도 있고, 일부분만이 수평 이동가능하게 구성될 수도 있다.
도 3에는 상기와 같이 베인 캐리어(14)의 일부분이 수평 이동가능하게 구성되는 실시예가 도시되어 있으며, 이하에서는 베인 캐리어(14)의 일부분만이 수평 이동가능하게 구성되는 실시예를 기준으로 설명한다. 다만, 전술한 바와 같은 베인 캐리어(14)의 전체가 수평 이동가능하게 구성도 본 발명의 범위에 당연히 속하는 것으로 볼 것이다.
도 3에 도시된 바와 같이, 캐리어(14)의 일부분만이 수평 이동가능하게 구성하기 위해서, 상기 베인 캐리어(14)는, 상기 하우징(20)에 고정되는 제1 베인 캐리어(14a)와, 상기 캐리어 시프트 액추에이터(30)에 의해서 이동가능하게 구성되는 적어도 일부분으로서 제2 베인 캐리어(14b)을 포함하도록 구성하고, 상기 제1 베인 캐리어(14a)와 상기 제2 베인 캐리어(14b)는 서로 분리되도록 구성하여, 상기 제2 베인 캐리어(14b)는 캐리어 시프트 액추에이터(30)에 의해서 회전축(X-X') 방향으로, 즉 압축기 로터부가 수평 이동된 방향으로 수평 이동된다.
즉, 본 발명에 따른 베인 캐리어(14)는 압축되는 공기의 유로를 형성하면서 유로의 단면적이 유동방향으로 진행하면서 점차 감소되도록 구성하기 위해 예시적으로, 상기 유동방향으로 상류 측에 구비되며 원통형상의 내주면의 내경이 상기 회전축(X-X') 방향으로 진행하면서 대체로 일정하게 유지되는 제1 베인 캐리어(14a)와, 상기 유동방향으로 하류 측에 구비되며 원통형상의 내주면의 내경이 상기 회전축(X-X') 방향으로 진행하면서 점차 축소되는 형상을 갖는 제2 베인 캐리어(14b)로 분할될 수 있다.
이 때, 도 3에 도시된 바와 같이 압축기 로터부의 회전축(X-X') 방향 이동에 의해서 압축기 블레이드(11)의 선단부(도 4의 11a) 간극에 보다 큰 영향을 받게 되는 제2 베인 캐리어(14b)가 캐리어 시프트 액추에이터(30)에 의해서 회전축(X-X') 방향으로 이동되는 일부분으로 구성하여 캐리어 시프트 액추에이터(30)의 사이즈를 감소시킬 수 있으며, 제2 베인 캐리어(14b)의 이동에 필요한 캐리어 시프트 액추에이터(30)의 부하 용량이 감소될 수 있다.
캐리어 시프트 액추에이터(30)는 하우징(20)에 견고하게 고정 및 연결되며, 상기 제2 베인 캐리어(14b)를 회전축(X-X') 방향으로, 보다 상세히는 압축기 로터부가 수평 이동된 방향으로 수평 이동시키기 위한 구성이다.
캐리어 시프트 액추에이터(30)는 상세 구성에 있어서 후술하는 제어부의 제어 신호에 대응하여 상기 제2 베인 캐리어(14b)를 회전축(X-X') 방향으로 수평 이동시킬 수 있는 수단이라면 제한 없이 적용가능하며, 바람직하게는 유압식 액추에이터, 전동식 엑추에이터 등이 적용될 수 있다.
도 3에는 예시적으로 유압식으로 작동하는 캐리어 시프트 액추에이터(30)가 적용된 실시예가 도시되어 있으며, 회전축(X-X')에 수직방향으로 연장되는 제2 베인 캐리어(14b)의 연결부(14b-1)의 양측면을 유압식으로 구동하는 2 개의 피스톤을 이용하여 가압함으로써 제2 베인 캐리어(14b)를 회전축(X-X') 방향(도 3의 화살표 방향)으로 전진 및 후진시키도록 구성된다.
한편, 상기 압축기 블레이드(11)의 선단부와 상기 베인 캐리어(14), 상세히는 제2 베인 캐리어(14b)의 내주면 사이의 간극을 측정하는 적어도 하나의 팁 타이밍 센서(40)가 상기 제2 베인 캐리어(14b)에 부착된다.
상기 적어도 하나의 팁 타이밍 센서(40)는 제2 베인 캐리어(14b)가 회전축(X-X') 방향으로 이동된 후 압축기 블레이드(11) 선단부의 간극을 측정하여, 측정간극을 후술하는 제어부에 전달하는 역할을 한다.
한편, 본 발명에 적용되는 팁 타이밍 센서(40)는 그 상세 구성에 있어서, 상기 압축기 블레이드(11)의 선단부와 제2 베인 캐리어(14b)의 내주면 사이의 간극을 측정할 수 있는 수단이라면 제한 없이 적용될 수 있으며, 바람직하게는 상기 회전축(X-X') 방향으로 서로 이격되어 배치되는 적어도 제1 팁 타이밍 센서(41) 및 제2 팁 타이밍 센서(42)로서 구비될 수 있으며, 상기 압축기 블레이드(11)에 의해서 압축될 공기의 유동방향으로 상기 제1 팁 타이밍 센서(41)가 상기 제2 팁 타이밍 센서(42)보다 더 상류에 배치된다.
보다 상세히는, 상기 제1 팁 타이밍 센서(41)가 배치되는 회전축(X-X') 방향 위치와 상기 제2 팁 타이밍 센서(42)가 배치되는 회전축(X-X') 방향 위치는 서로 상이하게 되도록 이들 센서를 배치하되, 상기 제1 팁 타이밍 센서(41)가 배치되는 위치에서 상기 제2 베인 캐리어(14b)의 내주면과 상기 회전축(X-X') 사이의 경사각(도 4 및 도 6의 a1)과, 상기 제2 팁 타이밍 센서(42)가 배치되는 위치에서 상기 제2 베인 캐리어(14b)의 내주면과 상기 회전축(X-X') 사이의 경사각(도 5 및 도 7의 a2)이 서로 상이하게 되는 것이 바람직하다.
이와 같이 제2 베인 캐리어(14b)의 회전축(X-X') 방향 수평 이동에 의해서 상기 압축기 블레이드(11)의 선단부와 제2 베인 캐리어(14b)의 내주면 사이의 간극이 서로 달라질 수 있는 위치에 각각 제1 팁 타이밍 센서(41)와 제2 팁 타이밍 센서(42)를 배치함으로써 보다 정확한 간극 조정 및 제어가 가능하게 된다.
도 4 및 도 5는 도 3에 도시된 가스 터빈의 부분 확대도로서, 도 4는 제1 팁 타이밍 센서(41)가 배치되는 위치에 대한 확대도이고, 도 5는 제2 팁 타이밍 센서(42)가 배치되는 위치에 대한 확대도이며, 압축기 블레이드(11) 선단부(11a)의 간극이 벌어진 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 4 및 도 5를 참조하면, 도시되지 않은 로터 시프트 액추에이터가 작동되어 로터 샤프트는 회전축 방향, 상세히는 도면의 좌측방향으로 수평 이동되며, 이에 따라 후단부가 압축기 로터 디스크(도 3의 12)에 강제 연결되어 있는 압축기 블레이드(11)도 도면의 좌측방향으로 이동된다.
압축기 베인(13)의 후단부(13b)가 고정 및 연결되는 제2 베인 캐리어(14b)의 내주면(14b-2)은 회전축 방향에 대해서 일정한 경사각(a1, a2)을 갖도록 구성되고, 상기 압축기 블레이드(11)의 선단부(11a)는 상기 제2 베인 캐리어(14b)의 내주면(14b-2)의 형상에 대응되는 형상을 갖도록 구성되기 때문에, 기존에 최적의 상태로 설정되어 있던 압축기 블레이드(11) 선단부(11a)와 제2 베인 캐리어(14b)의 내주면(14b-2) 사이의 간극이 상기 압축기 로터 디스크의 이동량에 비례하여 점점 벌어지게 되고, 그에 따라 압축기 로터 디스크의 회전축 방향 이동이 중단되는 시점에 최대 간극(Da1, Db1)이 형성되고, 최대 간극들(Da1, Db1)로 압축 공기의 누설이 발생하게 된다.
이 경우에 제1 팁 타이밍 센서(41)가 배치되는 위치에서의 제2 베인 캐리어(14b) 내주면(14b-2)의 경사각(a1)과 제2 팁 타이밍 센서(42)가 배치되는 위치에서의 제2 베인 캐리어(14b) 내주면(14b-2)의 경사각(a2)이 서로 상이하기 때문에 상기 제1 팁 타이밍 센서(41)가 배치되는 위치에서의 최대 간극(Da1)과 제2 팁 타이밍 센서(42)가 배치되는 위치에서의 최대 간극(Db1)은 서로 상이할 수 있다.
한편, 압축 공기의 누설을 방지하기 위한 실부가 구비되는 압축기 베인(13)의 선단부(13a)는 인접하는 압축기 로터(도 3의 12)의 외주면의 형상과 유사하게 회전축과 대체로 평행하게 구성되기 때문에, 로터 샤프트의 회전축 방향 이동에 의해서 이들 사이의 간극은 거의 영향을 받지 않게 된다.
도 6 및 도 7은 도 3에 도시된 가스 터빈의 부분 확대도로서, 도 4는 제1 팁 타이밍 센서(41)가 배치되는 위치에 대한 확대도이고, 도 5는 제2 팁 타이밍 센서(42)가 배치되는 위치에 대한 확대도이며, 압축기 블레이드(11) 선단부(11a)의 간극 조절이 완료된 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 6 및 도 7을 참조하면, 최대로 형성된 압축기 블레이드(11) 선단부(11a) 의 간극을 줄이기 위해서, 후술하는 제어부의 제어 신호에 따라 전술한 캐리어 시프트 액추에이터가 작동된다.
상세히는, 제어부는 미리 설정된 회전축 방향 이동량에 따라 상기 압축기 로터부를 수평 이동시키도록 상기 로터 시프트 액추에이터를 제어하며, 상기 설정된 회전축 방향 이동량에 대응하여 상기 제2 베인 캐리어(14b)를 수평 이동시키도록 상기 캐리어 시프트 액추에이터를 제어하도록 구성된다.
이 때, 제1 팁 타이밍 센서(41)와 제2 팁 타이밍 센서(42)는 제2 베인 캐리어(14b)가 이동을 개시한 시점으로부터 실시간으로 각각 배치된 위치에서의 압축기 블레이드(11) 선단부(11a)의 간극을 측정하여 각각의 측정간극을 제어부로 전달한다.
제어부는 상기 제1 팁 타이밍 센서(41)로부터 전달된 제1 측정간극과, 상기 제2 팁 타이밍 센서로부터 전달된 제2 측정간극이 미리 설정된 허용범위, 즉 최적의 간극에 속하는지 여부를 판단하게 되며, 특히 상기 제2 베인 캐리어(14b)가 상기 회전축 방향 이동량에 따라 이동이 완료된 후 제1 측정간극 및 제2 측정간극이 상기 허용범위에 속하는지 여부를 판단한다.
상기 판단 결과에 따라, 상기 제1 측정간극과 상기 제2 측정간극 중에서 적어도 하나가 상기 미리 설정된 허용범위 내에 속하지 않으면, 제어부는 상기 캐리어 시프트 액추에이터를 재작동시키기 위한 제어 신호를 상기 캐리어 시프트 액추에이터에 전달하도록 구성하여, 본 발명에 따른 가스 터빈은 자동적으로 압축기 블레이드(11) 선단부에 미리 설정된 최적의 간극(Da2, Db2)이 형성되도록 제어된다.
도 8은 본 발명의 일실시예에 따른 터빈 블레이드의 선단부 및 압축기 블레이드(11) 선단부(11a)의 간극 제어 시스템을 설명하기 위한 기능 블록도이며, 도 9는 본 발명의 일실시예에 따른 터빈 블레이드의 선단부 및 압축기 블레이드(11) 선단부(11a)의 간극 조절 방법을 설명하기 위한 순서도이다.
도 8 및 도 9를 참조하면, 사용자는 제어부(50)에 전기적으로 연결된 단말장치(200)을 통해서 제어부(50)로 압축기 로터부를 포함하는 로터 로립체를 회전축 방향으로 수평 이동시키기 위한 제어명령을 전달하게 되고, 제어부(50)는 상기 제어명령에 따라 로터 시프트 액추에이터(60)를 구동시키기 위한 제어신호를 로터 시프트 액추에이터(60)에 전달한다.
이에 따라 압축기 로터부를 회전축 방향으로 수평 이동시키는 단계(S1)가 진행된다.
다음으로 제어부(50)는 상기 압축기 로터부의 수평 이동에 대응하여 제2 베인 캐리어(14b)의 회전축 방향 이동량을 설정하고(S2), 제2 베인 캐리어(14b)를 회전축 방향으로 수평 이동시키기 위한 제어신호를 캐리어 시프트 액추에이터(30)에 전달하여 제2 베인 캐리어(14b)의 회전축 방향 이동이 개시되어(S3), 압축기 로터부의 수평 이동에 의해서 벌어진 압축기 블레이드(11) 선단부(11a) 간극이 점차 좁혀지게 된다.
다음으로 상기 압축기 블레이드(11)의 선단부(11a)와 상기 제2 베인 캐리어(14b)의 내주면 사이의 간극이 제1 팁 타이밍 센서(41)를 이용하여 측정되며(S4), 상기 압축기 블레이드(11)의 선단부(11a)와 상기 제2 베인 캐리어(14b)의 내주면 사이의 간극이 제2 팁 타이밍 센서(42)를 이용하여 측정되고(S5), 제1 팁 타이밍 센서(41)를 이용하여 획득된 제1 측정간극 및 제2 팁 타이밍 센서(42)를 이용하여 획득된 제2 측정간극은 제어부(50)로 전달된다.
다음으로 제어부(50)는 상기 제1 측정간극 및 제2 측정간극이 미리 설정된 허용범위 내에 속하는지 여부를 판단하고(S6), 상기 제1 측정간극과 상기 제2 측정간극이 상기 미리 설정된 허용범위 내에 속하면 간극 조절 제어를 완료시키고, 상기 제1 측정간극과 상기 제2 측정간극 중에서 적어도 하나가 상기 미리 설정된 허용범위 내에 속하지 않으면 상기 제2 베인 캐리어(14b)의 회전축 방향 이동량을 설정하는 단계로 복귀하여 회전축 방향 이동량을 재설정하고(S2), 제2 베인 캐리어(14b)를 상기 재설정된 이동량에 따라 상기 회전축 방향으로 수평 이동시키 위한 제어 신호를 상기 캐리어 시프트 액추에이터(30)에 전달하여 제2 베인 캐리어(14b)를 회전축 방향으로 추가 이동시키도록 한다(S3).
상기 추가 이동 단계 이후에는 전술한 압축기 블레이드(11)의 선단부(11a)의 간극을 제1 팁 타이밍 센서(41)를 이용하여 측정하는 단계(S4), 압축기 블레이드(11)의 선단부(11a)의 간극을 제2 팁 타이밍 센서(42)를 이용하여 측정하는 단계(S5), 제1 측정간극 및 제2 측정간극이 미리 설정된 허용범위 내에 속하는지 여부를 판단하는 단계(S6)가 반복 수행되도록 구성된다.
이와 같이, 상술한 본 발명의 기술적 구성은 본 발명이 속하는 기술분야의 당업자가 본 발명의 그 기술적 사상이나 필수적 특징을 변경하지 않고서 다른 구체적인 형태로 실시될 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다.
그러므로 이상에서 기술한 실시예들은 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적인 것이 아닌 것으로서 이해되어야 하고, 본 발명의 범위는 전술한 상세한 설명보다는 후술하는 특허청구범위에 의하여 나타내어지며, 특허청구범위의 의미 및 범위 그리고 그 등가개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
터빈 블레이드 선단부 간극 조절을 위해서 로터 샤프트가 회전축 방향으로 수평이동 가능하게 구성되는 가스 터빈으로서 로터 샤프트의 수평이동 시 압축기 블레이드 선단부 간극 조절을 위해서 블레이드 베인 캐리어가 회전축 방향으로 이동 가능하게 구성되는 가스터빈 및 그 제어방법에 관한 것이다.

Claims (17)

  1. 다수의 압축기 블레이드가 다단으로 배열되며, 회전축 방향으로 이동가능하게 배치되는 압축기 로터부;
    상기 압축기 로터부를 수용하는 하우징;
    상기 하우징과 상기 압축기 블레이드 사이에 배치되며, 내주면에 복수의 압축기 베인이 다단으로 배열되는 베인 캐리어;
    상기 하우징에 연결되며, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분을 상기 회전축 방향으로 수평 이동시키는 캐리어 시프트 액추에이터; 및
    상기 베인 캐리어에 부착되며, 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 내주면 사이의 간극을 측정하는 적어도 하나의 팁 타이밍 센서;
  2. 제1항에 있어서,
    상기 캐리어 시프트 액추에이터에 의해서 수평 이동되는 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분은 내주면의 내경이 상기 회전축 방향으로 진행하면서 점차 축소되는 형상을 갖도록 구성되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 압축기 블레이드의 선단부는 상기 베인 캐리어의 내주면의 형상에 대응되는 형상을 갖도록 구성되며,
    상기 적어도 하나의 팁 타이밍 센서는 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분에 부착되며, 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 팁 타이밍 센서는,
    상기 회전축 방향으로 서로 이격되어 배치되는 제1 팁 타이밍 센서 및 제2 팁 타이밍 센서를 포함하고,
    상기 압축기 블레이드에 의해서 압축될 공기의 유동방향으로 상기 제1 팁 타이밍 센서가 상기 제2 팁 타이밍 센서보다 더 상류에 배치되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 제1 팁 타이밍 센서가 배치되는 위치에서 상기 제2 베인 캐리어의 내주면과 상기 회전축 사이의 경사각과,
    상기 제2 팁 타이밍 센서가 배치되는 위치에서 상기 제2 베인 캐리어의 내주면과 상기 회전축 사이의 경사각이 서로 상이한 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  6. 제4항에 있어서,
    상기 캐리어 시프트 액추에이터의 작동을 제어하는 제어부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 압축기 로터부를 회전축 방향으로 수평 이동시키는 로터 시프트 액추에이터를 더 포함하며,
    상기 제어부는 상기 로터 시프트 액추에이터의 작동을 제어하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 제어부는, 미리 설정된 축방향 이동량에 따라 상기 압축기 로터부를 수평 이동시키도록 상기 로터 시프트 액추에이터를 제어하며, 상기 설정된 축방향 이동량에 대응하여 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분를 수평이동시키도록 상기 캐리어 시프트 액추에이터를 제어하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  9. 제6항에 있어서,
    상기 제어부는 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분이 상기 회전축 방향 이동량에 따라 이동이 완료된 후 상기 제1 팁 타이밍 센서에서 측정된 제1 측정간극에 대한 신호 및 상기 2 팁 타이밍 센서에서 측정된 제2 측정간극에 대한 신호를 수신하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 제어부는, 상기 제1 측정간극과 상기 제2 측정간극이 미리 설정된 허용범위 내에 속하는지 여부를 판단하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 제어부는 상기 제1 측정간극과 상기 제2 측정간극 중에서 적어도 하나가 상기 미리 설정된 허용범위 내에 속하지 않으면, 상기 캐리어 시프트 액추에이터가 작동하도록 제어하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  12. 다수의 압축기 블레이드가 다단으로 배열된 압축기 로터부를 회전축 방향으로 수평 이동시키는 단계;
    상기 압축기 로터부를 수용하는 하우징과 상기 압축기 블레이드 사이에 배치되며, 내주면에 복수의 압축기 베인이 다단으로 배열되는 베인 캐리어의 적어도 일부분을 상기 회전축 방향으로 수평 이동시키는 단계; 및
    상기 베인 캐리어에 부착되는 적어도 하나의 팁 타이밍 센서를 이용하여, 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈의 제어방법.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 베인 캐리어의 적어도 일부분을 상기 회전축 방향으로 수평 이동시키는 단계는, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 축방향 이동량을 설정하는 단계와, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분을 상기 회전축 방향으로 수평 이동시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈의 제어방법.
  14. 제13항에 있어서,
    상기 베인 캐리어에 부착되는 적어도 하나의 팁 타이밍 센서를 이용하여, 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계는,
    상기 베인 캐리어의 적어도 일부분에 부착되는 상기 적어도 하나의 팁 타이밍 센서를 이용하여 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈의 제어방법.
  15. 제14항에 있어서,
    상기 베인 캐리어의 적어도 일부분에 부착되는 상기 적어도 하나의 팁 타이밍 센서를 이용하여 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계는,
    제1 팁 타이밍 센서를 이용하여 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계와,
    상기 제1 팁 타이밍 센서로부터 상기 회전축 방향으로 이격되어 배치되는 제2 팁 타이밍 센서를 이용하여 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계를 포함하고,
    상기 압축기 블레이드에 의해서 압축될 공기의 유동방향으로 상기 제1 팁 타이밍 센서가 상기 제2 팁 타이밍 센서보다 더 상류에 배치되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈의 제어방법.
  16. 제15항에 있어서,
    상기 제1 팁 타이밍 센서를 이용하여 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계에 의해서 측정된 제1 측정간극 및 상기 제2 팁 타이밍 센서를 이용하여 상기 압축기 블레이드의 선단부와 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 내주면 사이의 간극을 측정하는 단계에 의해서 측정된 제2 측정간극이 미리 설정된 허용범위 내에 속하는지 여부를 판단하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈의 제어방법.
  17. 제16항에 있어서,
    상기 제1 측정간극과 상기 제2 측정간극 중에서 적어도 하나가 상기 미리 설정된 허용범위 내에 속하지 않으면, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분의 축방향 이동량을 재설정하는 단계와, 상기 베인 캐리어의 적어도 일부분를 상기 재설정된 이동량에 따라 상기 회전축 방향으로 수평 이동시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈의 제어방법.
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