WO2016085260A1 - 터빈 장치 - Google Patents

터빈 장치 Download PDF

Info

Publication number
WO2016085260A1
WO2016085260A1 PCT/KR2015/012748 KR2015012748W WO2016085260A1 WO 2016085260 A1 WO2016085260 A1 WO 2016085260A1 KR 2015012748 W KR2015012748 W KR 2015012748W WO 2016085260 A1 WO2016085260 A1 WO 2016085260A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fixing
support plate
turbine disk
turbine
fixing blocks
Prior art date
Application number
PCT/KR2015/012748
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
강성진
허제열
Original Assignee
한화테크윈 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한화테크윈 주식회사 filed Critical 한화테크윈 주식회사
Priority to US15/531,050 priority Critical patent/US10563526B2/en
Publication of WO2016085260A1 publication Critical patent/WO2016085260A1/ko

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/326Locking of axial insertion type blades by other means
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02Blade-carrying members, e.g. rotors
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F01D5/3015Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00Application
    • F05D2220/30Application in turbines
    • F05D2220/32Application in turbines in gas turbines
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/20Rotors
    • F05D2240/24Rotors for turbines
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/30Retaining components in desired mutual position

Definitions

  • the present invention relates to a turbine device.
  • the turbine device is a device that converts energy of fluids such as water, gas, and steam into useful work.
  • the gas turbine device rotates the turbine output shaft by introducing hot, high pressure gas from the combustor into the turbine device and colliding with a blade inside the turbine device.
  • Korean Patent Laid-Open Publication No. 2009-0076158 discloses a steam turbine having a multi-stage structure. As the downstream side of the turbine is designed, the size of the blade installed therein is increased and the steam is sufficiently expanded downstream by supporting the blade. Although the pressure is lowered, a technique of maintaining the rotational force as much as possible upstream is disclosed.
  • the main problem is to implement a turbine device that can easily install a support plate on the turbine disk.
  • the shaft; and a plurality of protrusions protruding in the direction of the shaft is formed, the turbine disk is installed on the shaft; and the blades installed on the turbine disk; and the turbine disk A support plate provided with a plurality of locking portions to be caught by the protrusions, and a plurality of first fixing blocks disposed between the locking portions, and disposed between the protrusions and fixed to the first fixing blocks. And a second fixing block, wherein the width of the space in which the second fixing block is located among the spaces between the protrusions is smaller than the width of the space in which the first fixing blocks are located among the spaces between the locking parts.
  • the support plate for supporting the blade can be easily installed in the turbine disk.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view of a part of an interior of a turbine apparatus according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a partial cutaway view showing a rear support plate installed in a turbine disk according to an embodiment of the present invention.
  • FIG 3 is a schematic view showing the first fixing blocks and the second fixing block is installed on the rear support plate and the turbine disk according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is a schematic exploded perspective view illustrating first fixing blocks and second fixing blocks according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a schematic exploded perspective view illustrating first fixing blocks and second fixing blocks according to a modification of the embodiment of the present invention.
  • the shaft; and a plurality of protrusions protruding in the direction of the shaft is formed, the turbine disk is installed on the shaft; and the blades installed on the turbine disk; and the turbine disk A support plate provided with a plurality of locking portions to be caught by the protrusions, and a plurality of first fixing blocks disposed between the locking portions, and disposed between the protrusions and fixed to the first fixing blocks. And a second fixing block, wherein the width of the space in which the second fixing block is located among the spaces between the protrusions is smaller than the width of the space in which the first fixing blocks are located among the spaces between the locking parts.
  • a blade mounting portion may be formed at an end of the blade, and the blade mounting groove may be formed in the turbine disk to prevent the blade from moving in the radial direction of the shaft by fitting the blade mounting portion in the direction of the shaft.
  • the turbine disk may be formed with a receiving groove for receiving the engaging portion.
  • At least one first mounting hole is formed in each of the first fixing blocks, and a second mounting hole is formed in a position corresponding to the first mounting hole in the second fixing block, and the first mounting hole is formed. And a fixing bolt installed in the second mounting hole.
  • the second mounting hole may be further formed with a bolt head receiving groove for receiving the head portion of the fixing bolt.
  • the support plate may be installed in at least one of the front portion and the rear portion of the turbine disk in the direction of the axis.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view of a part of the interior of the turbine apparatus according to an embodiment of the present invention
  • Figure 2 is a partial cutaway view showing a state in which the rear support plate according to an embodiment of the present invention is installed on the turbine disk.
  • Figure 3 is a schematic diagram showing a state in which the first fixing blocks and the second fixing block is installed on the rear support plate and the turbine disk according to an embodiment of the present invention
  • Figure 4 is an embodiment of the present invention It is a schematic exploded perspective view which shows the 1st fixing blocks and the 2nd fixing block which concern on an example.
  • the turbine apparatus 100 includes a shaft 110, a turbine disk 120, blades 130, a support plate 140, first fixing blocks 150, The second fixing block 160 is included.
  • the shaft 110 is an output shaft of the turbine apparatus 100 and rotates by receiving rotational force from the blades 130.
  • the turbine disk 120 is installed on the shaft 110 and has a disk shape as a whole.
  • the turbine disk 120 includes a front portion 121, a rear portion 122, an outer circumferential portion 123, and a fixing bar 124.
  • the support plate 140 is installed on the front portion 121 and the rear portion 122, respectively.
  • the front portion 121 is formed with a plurality of protrusions 121a protruding in the direction of the shaft 110 and spaced apart from each other at predetermined intervals, and an accommodation groove 121b is formed inside the protrusion 121a.
  • a plurality of protrusions 122a protruding in the direction of the shaft 110 and spaced apart from each other by a predetermined interval are also formed on the rear surface 122, and an accommodation groove 122b is formed inside the protrusion 122a.
  • the outer peripheral portion 123 is provided with a blade mounting groove 123a, the blade mounting groove 123a is inserted into the blade mounting portion 131 in the direction of the shaft 110, the blade 130 in the radial direction of the shaft 110 To prevent movement.
  • the shape of the blade mounting groove 123a may be formed in various shapes such as a shape having a concave portion and a convex portion, for example, a sawtooth shape, a wave shape, a gear tooth shape, a spline shape, a dove tail shape, and the like.
  • the turbine disk 120 is formed with a fixed bar support groove 120a in the direction of the shaft 110, the fixed bar support groove 120a is fitted with a fixed bar 124 to rotate the front support plate 141. Will be prevented.
  • the blades 130 are members that generate a rotational force by colliding with gas and are disposed at predetermined intervals along the circumferential direction of the turbine disk 120.
  • Blade mounting portions 131 are formed at each end of the blade 130.
  • the shape of the blade mounting portion 131 has a shape corresponding to the blade mounting groove 123a, as shown in Figure 2 so that it can be fitted into the above-described blade mounting groove (123a). That is, during the assembly process, the blade mounting portion 131 is fitted into the blade mounting groove 123a in the direction of the shaft 110.
  • the support plate 140 includes a front support plate 141 and a rear support plate 142.
  • the front support plate 141 has an annular shape having a predetermined width and is installed in front of the turbine disk 120 to prevent the blade 130 from moving forward. To this end, the size of the front support plate 141, the blade mounting portion 131 is formed to a size such that the movement in the direction of the shaft 110 can be prevented.
  • a plurality of locking portions 141a are formed below the front support plate 141.
  • the locking portions 141a are caught by the protrusion 121a of the turbine disk 120. (bayonet) structure.
  • a seal portion 141b is formed at the front of the anterior support plate 141.
  • a fixing hole 141c is formed in the front support plate 141, and a fixing bar 124 is fitted into the fixing hole 141c to prevent rotational movement of the front support plate 141.
  • the rear support plate 142 has an annular shape having a predetermined width and is installed at the rear of the turbine disk 120 to prevent the blade 130 from moving in the rearward direction. To this end, the size of the rear support plate 142 is formed to a size such that the blade mounting portion 131 can prevent the movement in the direction of the axis (110).
  • a plurality of locking portions 142a are formed below the rear support plate 142. When the rear supporting plate 142 is installed, the locking portions 142a are caught by the protrusion 122a of the turbine disk 120. It is structured.
  • the first fixing blocks 150 are composed of two, it is disposed in the space between the engaging portion 142a of the rear support plate 142.
  • a plurality of locking portions 142a are formed in the rear support plate 142, and the first fixing blocks 150 are disposed in some of the spaces between the locking portions 142a, but The invention is not limited to this. That is, according to the present invention, the first fixing blocks 150 may be disposed in all spaces between the engaging portions 142a of the rear support plate 142.
  • At least one first mounting hole 151 is formed in each of the first fixing blocks 150, and a screw is formed in an inner circumference of the first mounting hole 151.
  • the second fixing block 160 is disposed between the protrusions 122a of the turbine disk 120 and is fixed to the first fixing blocks 150.
  • a second mounting hole 161 is formed in the second fixing block 160 so as to correspond to the position of the first mounting hole 151 described above, and a screw is formed in the inner circumference of the second mounting hole 161. As shown in FIGS. 3 and 4, during installation, the fixing bolt B is fitted into the first mounting hole 151 via the second mounting hole 161.
  • the screw is formed on the inner circumference of the second mounting hole 161, but the present invention is not limited thereto. That is, a screw may not be formed on the inner circumference of the second mounting hole 161 according to the present invention.
  • the second fixing block 160 is formed with a bolt head receiving groove 161a connected to the second mounting hole 161 and accommodating the head of the fixing bolt B.
  • the bolt head receiving groove 161a is formed in the second fixing block 160, but the present invention is not limited thereto. That is, the bolt head receiving groove 161a may not be formed in the second fixing block 160 according to the present invention.
  • the mutual fixing of the first fixing blocks 150 and the second fixing block 160 is performed by the fixing bolt B, but the present invention is not limited thereto. That is, according to the present invention, the mutual fixing of the first fixing blocks 150 and the second fixing block 160 may be performed using other fixing means.
  • various fixing means such as fixing the adhesive, fixing the solder, fixing the hook, and the like may be used as the fixing of the first fixing blocks 150 and the second fixing block 160.
  • first fixing blocks 150 are formed, but the present invention is not limited thereto. That is, according to the present invention, the number of the first fixing blocks 150 is not particularly limited.
  • the number of first fixing blocks may be three, four, five, or the like.
  • 5 illustrates a case where the number of the first fixing blocks 250 is three.
  • the first fixing blocks 250 illustrated in FIG. 5 are formed of three, and each of the first fixing blocks 250 is formed with a first mounting hole 251 having a screw formed therein, and a second fixing block 250.
  • a second mounting hole 261 is formed to correspond to the position of the first mounting hole 251, and at the time of installation, three fixing bolts B are provided through the second mounting hole 261. Each is fitted into the first mounting holes 251 to be fixed.
  • the width D2 of the space in which the second fixing block 160 is located among the spaces between the protrusions 122a is fixed to the first of the spaces between the locking portions 142a.
  • the blocks 150 are formed to be smaller than the width D1 of the space in which the blocks 150 are located. The restriction on the size serves to prevent the first fixing blocks 150 from being blocked by the protrusion 122a and moving in the direction of the axis 110 after the installation of the support plate 140 is completed.
  • the worker installs the blade mounting portion 131 in the direction of the shaft 110 in the blade mounting groove 123a of the outer peripheral portion 123 of the portion of the turbine disk 120.
  • the blade 130 is fixed in the radial direction of the shaft 110 by the coupling structure of the blade mounting portion 131 and the blade mounting groove 123a.
  • the operator installs the front support plate 141 on the front portion 121 of the portion of the turbine disk 120. Specifically, the operator rotates the front support plate 141 after placing the front support plate 141 on the front portion 121 of the turbine disk 120 so that the locking portion 141a is located in the receiving groove 121b. Thus, a plurality of catching portions 141a are caught by the protrusion 121a of the turbine disk 120 so that bayonet coupling is performed. Then, due to the presence of the front support plate 141, the blade mounting portion 131 is prevented from moving forward in the direction of the axis (110).
  • the operator inserts the fixing bar 124 into the fixing bar support groove 120a on the rear side 122 side of the turbine disk 120 and pushes the fixing bar 124 into the fixing hole of the front support plate 141. (141c). Then, the front support plate 141 is prevented from moving in the rotational direction, so that the bayonet coupling between the front support plate 141 and the turbine disk 120 described above is firmly maintained.
  • the operator installs the rear support plate 142 on the rear portion 122 of the portion of the turbine disk 120. Specifically, the operator places the rear support plate 142 on the rear portion 122 of the turbine disk 120 so that the engaging portion 142a is fitted into the receiving groove 122b, and then rotates the rear support plate 142 to thereby provide a plurality of the support portions. Hooks 142a are engaged with the protrusions 122a of the turbine disk 120 so that bayonet coupling is achieved. Then, due to the presence of the rear support plate 142, the blade mounting portion 131 is prevented from moving backward in the direction of the shaft 110.
  • the operator pushes the first fixing blocks 150 one by one into the space between the catching portions 142a of the turbine disk 120, and as shown in FIG. 3, the first fixing blocks 150 are removed.
  • the second fixing block 160 is positioned in the space between the protrusions 122a and the fixing bolt B is screwed into the first mounting hole 151 via the second mounting hole 161.
  • the first fixing blocks 150 and the second fixing block 160 are fixed to each other.
  • the rear support plate 142 is prevented from moving in the rotational direction, so that the bayonet coupling between the rear support plate 142 and the turbine disk 120 described above is firmly maintained.
  • the first supporting blocks 150 and the second fixing block 160 can be prevented in the rotational direction of the rear support plate 142, Fixing of the rear support plate 142 can be easily performed. As a result, the man-hour and assembly time of the turbine device 100 can be reduced, thereby reducing the overall manufacturing cost.
  • the first fixing blocks 150 and the second fixing block 160 are used only for the rotation fixing of the rear support plate 142, but the present invention is not limited thereto. That is, according to the present invention, the first fixing blocks 150 and the second fixing block 160 may also be used to fix the rotation of the front support plate 141.

Abstract

본 발명의 일 측면에 따르면, 축과, 상기 축 방향으로 돌출된 복수개의 돌출부가 형성되고 상기 축에 설치되는 터빈 디스크와, 상기 터빈 디스크에 설치되는 블레이드들과, 상기 터빈 디스크에 설치되며 상기 돌출부에 걸리는 복수개의 걸림부가 형성된 지지 플레이트와, 상기 걸림부 사이에 배치되는 복수개의 제1 고정 블록들과, 상기 돌출부 사이에 배치되며 상기 제1 고정 블록들에 고정되는 제2 고정 블록을 포함하며, 상기 돌출부 사이의 공간들 중 상기 제2 고정 블록이 위치하는 공간의 폭은, 상기 걸림부 사이의 공간들 중 상기 제1 고정 블록들이 위치하는 공간의 폭보다 작은 터빈 장치를 제공한다.

Description

터빈 장치
본 발명은 터빈 장치에 관한 것이다.
터빈 장치는, 물, 가스, 증기 등의 유체가 가지는 에너지를 유용한 일로 변환시키는 장치이다.
특히, 가스 터빈 장치는 연소기로부터 나온 고온, 고압의 가스가 터빈 장치 내로 인입되어 터빈 장치의 내부의 블레이드와 충돌됨으로써 터빈 출력축을 회전시킨다.
한편, 공개특허공보 2009-0076158호에는 다단의 구조를 가지는 스팀 터빈을 개시하고 있는데, 터빈의 하류 쪽으로 갈수록 내부에 설치된 블레이드의 크기를 점점 더 크게 설계하고 블레이드를 지지함으로써 하류 쪽에 스팀이 충분히 팽창되어 압력이 낮아졌음에도 불구하고 회전력을 상류 쪽과 가급적 동일하게 유지시키는 기술을 개시하고 있다.
본 발명의 일 측면에 따르면, 터빈 디스크에 지지 플레이트를 용이하게 설치할 수 있는 터빈 장치를 구현하는 것을 주된 과제로 한다.
본 발명의 일 측면에 따르면, 축;과, 상기 축의 방향으로 돌출된 복수개의 돌출부가 형성되고, 상기 축에 설치되는 터빈 디스크;와, 상기 터빈 디스크에 설치되는 블레이드들;과, 상기 터빈 디스크에 설치되며, 상기 돌출부에 걸리는 복수개의 걸림부가 형성된 지지 플레이트;와, 상기 걸림부 사이에 배치되는 복수개의 제1 고정 블록들;과, 상기 돌출부 사이에 배치되며, 상기 제1 고정 블록들에 고정되는 제2 고정 블록;을 포함하며, 상기 돌출부 사이의 공간들 중 상기 제2 고정 블록이 위치하는 공간의 폭은, 상기 걸림부 사이의 공간들 중 상기 제1 고정 블록들이 위치하는 공간의 폭보다 작은 터빈 장치를 제공한다.
본 발명의 일 측면에 따른 터빈 장치에 의하면, 블레이드를 지지하는 지지 플레이트를 터빈 디스크에 용이하게 설치할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 관한 터빈 장치의 내부 일부의 단면도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 관한 후방 지지 플레이트가 터빈 디스크에 설치된 모습을 도시한 부분 절개도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 관한 제1 고정 블록들 및 제2 고정 블록이 후방 지지 플레이트와 터빈 디스크에 설치되는 모습을 도시한 개략적인 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 관한 제1 고정 블록들 및 제2 고정 블록을 도시한 개략적인 분해 사시도이다.
도 5는 본 발명의 실시예의 일 변형예에 관한 제1 고정 블록들 및 제2 고정 블록을 도시한 개략적인 분해 사시도이다.
본 발명의 일 측면에 따르면, 축;과, 상기 축의 방향으로 돌출된 복수개의 돌출부가 형성되고, 상기 축에 설치되는 터빈 디스크;와, 상기 터빈 디스크에 설치되는 블레이드들;과, 상기 터빈 디스크에 설치되며, 상기 돌출부에 걸리는 복수개의 걸림부가 형성된 지지 플레이트;와, 상기 걸림부 사이에 배치되는 복수개의 제1 고정 블록들;과, 상기 돌출부 사이에 배치되며, 상기 제1 고정 블록들에 고정되는 제2 고정 블록;을 포함하며, 상기 돌출부 사이의 공간들 중 상기 제2 고정 블록이 위치하는 공간의 폭은, 상기 걸림부 사이의 공간들 중 상기 제1 고정 블록들이 위치하는 공간의 폭보다 작은 터빈 장치를 제공한다.
여기서, 상기 블레이드의 단부에는 블레이드 장착부가 형성되고, 상기 터빈 디스크에는, 상기 블레이드 장착부가 상기 축의 방향으로 끼워져 상기 블레이드가 상기 축의 반경 방향으로의 움직이는 것을 방지하는 블레이드 장착홈이 형성될 수 있다.
여기서, 상기 터빈 디스크에는 상기 걸림부를 수용하는 수용홈이 형성될 수 있다.
여기서, 상기 제1 고정 블록들에는 각각 적어도 하나의 제1 장착구멍이 형성되고, 상기 제2 고정 블록에는 상기 제1 장착구멍과 대응되는 위치에 제2 장착구멍이 형성되고, 상기 제1 장착구멍 및 상기 제2 장착구멍에 설치되는 고정 볼트를 포함할 수 있다.
여기서, 상기 제2 장착구멍에는 상기 고정 볼트의 머리 부분이 수용되는 볼트 머리 수용홈이 더 형성될 수 있다.
여기서, 상기 지지 플레이트는 상기 축의 방향으로 상기 터빈 디스크의 전면부 및 후면부 중 적어도 한 곳에 설치될 수 있다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 바람직한 실시예에 따른 본 발명을 상세히 설명하기로 한다. 또한, 본 명세서 및 도면에 있어서, 실질적으로 동일한 구성을 갖는 구성 요소에 대해서는, 동일한 부호를 사용함으로써 중복 설명을 생략한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 관한 터빈 장치의 내부 일부의 단면도이고, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 관한 후방 지지 플레이트가 터빈 디스크에 설치된 모습을 도시한 부분 절개도이다. 또한, 도 3은 본 발명의 일 실시예에 관한 제1 고정 블록들 및 제2 고정 블록이 후방 지지 플레이트와 터빈 디스크에 설치되는 모습을 도시한 개략적인 도면이고, 도 4는 본 발명의 일 실시예에 관한 제1 고정 블록들 및 제2 고정 블록을 도시한 개략적인 분해 사시도이다.
도 1 내지 도 4에 도시된 것과 같이, 터빈 장치(100)는, 축(110), 터빈 디스크(120), 블레이드들(130), 지지 플레이트(140), 제1 고정 블록들(150), 제2 고정 블록(160)을 포함한다.
축(110)은 터빈 장치(100)의 출력축으로써, 블레이드들(130)로부터 회전력을 전달받아 회전한다.
터빈 디스크(120)는 축(110)에 설치되며, 전체적으로 원판의 형상을 가진다.
터빈 디스크(120)는, 전면부(121), 후면부(122), 외주부(123), 고정바(124)를 포함한다.
전면부(121)와 후면부(122)에는 각각 지지 플레이트(140)가 설치된다.
전면부(121)에는 축(110)의 방향으로 돌출되고 서로 소정 간격으로 이격되어 있는 복수개의 돌출부(121a)가 형성되고, 돌출부(121a)의 안쪽에는 수용홈(121b)이 형성된다.
후면부(122)에도 축(110)의 방향으로 돌출되고 서로 소정 간격으로 이격되어 있는 복수개의 돌출부(122a)가 형성되고, 돌출부(122a)의 안쪽에는 수용홈(122b)이 형성된다.
외주부(123)에는 블레이드 장착홈(123a)이 설치되는데, 블레이드 장착홈(123a)에는 블레이드 장착부(131)가 축(110)의 방향으로 끼워져, 블레이드(130)가 축(110)의 반경 방향으로의 움직이는 것을 방지하게 된다. 이를 위해 블레이드 장착홈(123a)의 형상은 오목부와 볼록부를 가지는 형상, 예를 들어, 톱니 형상, 물결 형상, 기어치 형상, 스플라인 형상, 도브 테일 형상 등의 다양한 형상으로 형성될 수 있다.
한편, 터빈 디스크(120)에는 축(110)의 방향으로 고정바 지지홈(120a)이 형성되는데, 그러한 고정바 지지홈(120a)에는 고정바(124)가 끼워져 전방 지지 플레이트(141)의 회전을 방지하게 된다.
블레이드(130)는 가스가 부딪혀 회전력을 발생시키는 부재들로서, 터빈 디스크(120)의 원주 방향을 따라 소정의 간격으로 배치되어 있다.
블레이드(130)의 각 단부에는 블레이드 장착부(131)가 형성된다. 블레이드 장착부(131)의 형상은 전술한 블레이드 장착홈(123a)에 끼워질 수 있도록, 도 2에 도시된 바와 같이, 블레이드 장착홈(123a)에 대응되는 형상을 가진다. 즉, 조립 공정 시 블레이드 장착부(131)는 블레이드 장착홈(123a)에 축(110)의 방향으로 끼워져 설치되게 된다.
한편, 지지 플레이트(140)는 전방 지지 플레이트(141)와 후방 지지 플레이트(142)를 포함한다.
전방 지지 플레이트(141)는 소정의 폭을 가진 고리 형상을 가지고 있으며, 터빈 디스크(120)의 전방에 설치되어 블레이드(130)가 전방 방향으로 움직이는 것을 방지한다. 이를 위해, 전방 지지 플레이트(141)의 크기는, 블레이드 장착부(131)가 축(110)의 방향으로의 이동이 방지될 수 있는 정도의 크기로 형성된다.
전방 지지 플레이트(141)의 아래쪽에는 복수개의 걸림부(141a)가 형성되어 있는데, 전방 지지 플레이트(141)의 설치 시 걸림부(141a)가 터빈 디스크(120)의 돌출부(121a)에 걸려 바요넷(bayonet) 구조를 이루게 된다. 아울러, 전방 지지 플레이트(141)의 앞부분에는 시일부(141b)가 형성된다.
전방 지지 플레이트(141)에는 고정 구멍(141c)이 형성되는데, 고정 구멍(141c)에는 고정바(124)가 끼워져, 전방 지지 플레이트(141)의 회전 움직임을 방지한다.
후방 지지 플레이트(142)는 소정의 폭을 가진 고리 형상을 가지고 있으며, 터빈 디스크(120)의 후방에 설치되어 블레이드(130)가 후방 방향으로 움직이는 것을 방지한다. 이를 위해, 후방 지지 플레이트(142)의 크기는, 블레이드 장착부(131)가 축(110)의 방향으로의 이동을 방지할 수 있는 정도의 크기로 형성된다.
후방 지지 플레이트(142)의 아래쪽에는 복수개의 걸림부(142a)가 형성되어 있는데, 후방 지지 플레이트(142)의 설치 시 걸림부(142a)가 터빈 디스크(120)의 돌출부(122a)에 걸려 바요넷 구조를 이루고 있다.
한편, 제1 고정 블록들(150)은 2개로 구성되며, 후방 지지 플레이트(142)의 걸림부(142a) 사이의 공간에 배치된다.
본 실시예에 따르면, 후방 지지 플레이트(142)에는 걸림부(142a)들이 복수개 형성되어 있고, 걸림부(142a)들 사이의 공간들 중 일부에 제1 고정 블록들(150)이 배치되지만, 본 발명은 이에 한정하지 않는다. 즉, 본 발명에 따르면 후방 지지 플레이트(142)의 걸림부(142a)들 사이의 모든 공간들에 제1 고정 블록들(150)이 배치될 수도 있다.
제1 고정 블록들(150)에는 각각 적어도 하나의 제1 장착구멍(151)이 형성되는데, 제1 장착구멍(151)의 내주에는 나사가 형성되어 있다.
제2 고정 블록(160)은 터빈 디스크(120)의 돌출부(122a) 사이에 배치되며, 제1 고정 블록들(150)에 고정된다.
제2 고정 블록(160)에는 전술한 제1 장착구멍(151)의 위치에 대응되도록 제2 장착구멍(161)이 형성되는데, 제2 장착구멍(161)의 내주에는 나사가 형성되어 있다. 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이, 설치 시에는 고정 볼트(B)가 제2 장착구멍(161)을 경유하여 제1 장착구멍(151)에 끼워져 설치되게 된다.
본 실시예에 따르면 제2 장착구멍(161)의 내주에는 나사가 형성되어 있지만, 본 발명은 이에 한정하지 않는다. 즉, 본 발명에 따른 제2 장착구멍(161)의 내주에는 나사가 형성되지 않을 수도 있다.
또한 제2 고정 블록(160)에는 제2 장착구멍(161)과 연결되며, 고정 볼트(B)의 머리 부분이 수용되는 볼트 머리 수용홈(161a)이 형성된다.
본 실시예에 따르면 제2 고정 블록(160)에 볼트 머리 수용홈(161a)이 형성되어 있지만, 본 발명은 이에 한정하지 않는다. 즉, 본 발명에 따른 제2 고정 블록(160)에 볼트 머리 수용홈(161a)이 형성되지 않을 수도 있다.
본 실시예에 따르면, 제1 고정 블록들(150)과 제2 고정 블록(160)의 상호 고정은 고정 볼트(B)에 의해 수행되지만, 본 발명은 이에 한정하지 않는다. 즉, 본 발명에 따르면, 제1 고정 블록들(150)과 제2 고정 블록(160)의 상호 고정은 다른 고정 수단을 이용하여 수행될 수 있다. 예를 들어, 제1 고정 블록들(150)과 제2 고정 블록(160)의 상호 고정은 접착제 고정, 납땜 고정, 후크 고정 등의 다양한 고정 수단이 사용될 수 있다.
본 실시예에 따르면, 제1 고정 블록들(150)이 2개로 이루어지지만, 본 발명은 이에 한정하지 않는다. 즉, 본 발명에 따르면 제1 고정 블록들(150)의 개수에는 특별한 제한이 없다. 예를 들어, 제1 고정 블록들의 개수는 3개, 4개, 5개 등이 될 수도 있다. 도 5에서는 제1 고정 블록들(250)의 개수가 3개인 경우를 예시하고 있다. 도 5에 도시된 제1 고정 블록들(250)은 3개로 이루어지고, 제1 고정 블록들(250)의 각각에는 내주에 나사가 형성된 제1 장착구멍(251)이 형성되고 있으며, 제2 고정 블록들(260)에는 제1 장착구멍(251)의 위치에 대응되도록 제2 장착구멍(261)이 형성되고, 설치 시에는 3개의 고정 볼트(B)가 제2 장착구멍(261)을 경유하여 각각 제1 장착구멍(251)에 끼워져 고정되게 된다.
한편, 도 3에 도시된 바와 같이, 돌출부(122a) 사이의 공간들 중 제2 고정 블록(160)이 위치하는 공간의 폭(D2)은, 걸림부(142a) 사이의 공간들 중 제1 고정 블록들(150)이 위치하는 공간의 폭(D1)보다 작도록 형성된다. 그러한 크기에 대한 제한은, 지지 플레이트(140)의 설치 완료 후, 제1 고정 블록들(150)이 돌출부(122a)에 막혀 축(110)의 방향으로 움직이지 못하게 하는 기능을 수행한다.
이하, 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 장치(100)의 터빈 디스크(120)에 블레이드들(130)과 지지 플레이트(140)를 설치하는 공정을 설명한다.
우선 작업자는 터빈 디스크(120)의 부분 중 외주부(123)의 블레이드 장착홈(123a)에 블레이드 장착부(131)를 축(110)의 방향으로 끼워 설치한다. 그렇게 되면, 블레이드 장착부(131)과 블레이드 장착홈(123a)의 결합 구조에 의해 블레이드(130)는 축(110)의 반경 방향으로의 움직임이 고정되게 된다.
다음으로, 작업자는 터빈 디스크(120)의 부분 중 전면부(121)에 전방 지지 플레이트(141)를 설치한다. 구체적으로 작업자는, 걸림부(141a)가 수용홈(121b)에 위치하도록 전방 지지 플레이트(141)를 터빈 디스크(120)의 전면부(121)에 위치시킨 후, 전방 지지 플레이트(141)를 회전시켜 복수개의 걸림부(141a)가 터빈 디스크(120)의 돌출부(121a)에 걸리도록 하여 바요넷 결합이 이루어지도록 한다. 그렇게 되면, 전방 지지 플레이트(141)의 존재로 인하여 블레이드 장착부(131)는 축(110)의 방향 중 전방으로의 움직임이 방지되게 된다.
그 다음, 작업자는 터빈 디스크(120)의 후면부(122)쪽에서 고정바 지지홈(120a)에 고정바(124)를 끼운 후 밀어 넣어, 고정바(124)가 전방 지지 플레이트(141)의 고정 구멍(141c)에 끼워지도록 한다. 그렇게 되면, 전방 지지 플레이트(141)는 회전 방향으로의 움직임이 방지되어, 전술한 전방 지지 플레이트(141)와 터빈 디스크(120)간의 바요넷 결합이 공고하게 유지되게 된다.
다음으로, 작업자는 터빈 디스크(120)의 부분 중 후면부(122)에 후방 지지 플레이트(142)를 설치한다. 구체적으로 작업자는 걸림부(142a)가 수용홈(122b)에 끼워지도록 후방 지지 플레이트(142)를 터빈 디스크(120)의 후면부(122)에 위치시킨 후, 후방 지지 플레이트(142)를 회전시켜 복수개의 걸림부(142a)가 터빈 디스크(120)의 돌출부(122a)에 걸리도록 하여 바요넷 결합이 이루어지도록 한다. 그렇게 되면, 후방 지지 플레이트(142)의 존재로 인하여 블레이드 장착부(131)는 축(110)의 방향 중 후방으로의 움직임이 방지되게 된다.
그 다음, 작업자는 터빈 디스크(120)의 걸림부(142a) 사이의 공간에 제1 고정 블록들(150)을 하나씩 밀어 넣어, 도 3에 도시된 바와 같이, 제1 고정 블록들(150)을 일렬로 세팅시킨다. 그 다음으로, 돌출부(122a) 사이의 공간에 제2 고정 블록(160)을 위치시키고, 고정 볼트(B)를 제2 장착구멍(161)을 경유하여 제1 장착구멍(151)에 나사 결합함으로써, 제1 고정블록들(150)과 제2 고정 블록(160)을 서로 고정시킨다. 그렇게 되면, 후방 지지 플레이트(142)는 회전 방향으로의 움직임이 방지되어, 전술한 후방 지지 플레이트(142)와 터빈 디스크(120)간의 바요넷 결합이 공고히 유지되게 된다.
이상과 같이, 본 발명의 일 실시예에 의하면, 제1 고정블록들(150)과 제2 고정 블록(160)을 이용하여 후방 지지 플레이트(142)의 회전 방향으로의 움직임을 방지할 수 있으므로, 후방 지지 플레이트(142)의 고정을 용이하게 수행할 수 있다. 그렇게 되면 터빈 장치(100)의 조립 공수 및 조립 시간을 줄일 수 있어, 전체적으로 제조 비용을 줄일 수 있다.
본 실시예에 따르면, 후방 지지 플레이트(142)의 회전 고정을 위해서만 제1 고정블록들(150)과 제2 고정 블록(160)이 이용되고 있지만, 본 발명은 이에 한정하지 않는다. 즉, 본 발명에 따르면 전방 지지 플레이트(141)의 회전 고정을 위해서도 제1 고정블록들(150)과 제2 고정 블록(160)이 사용될 수 있음은 물론이다.
본 발명의 일 측면들은 첨부된 도면에 도시된 실시예들을 참고로 설명되었으나, 이는 예시적인 것에 불과하며, 당해 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 이해할 수 있을 것이다. 따라서, 본 발명의 진정한 보호 범위는 첨부된 청구 범위에 의해서만 정해져야 할 것이다.
본 발명의 일 측면에 의하면, 터빈 장치를 제조하거나 이용하는 산업에 적용될 수 있다.

Claims (6)

  1. 축;
    상기 축의 방향으로 돌출된 복수개의 돌출부가 형성되고, 상기 축에 설치되는 터빈 디스크;
    상기 터빈 디스크에 설치되는 블레이드들;
    상기 터빈 디스크에 설치되며, 상기 돌출부에 걸리는 복수개의 걸림부가 형성된 지지 플레이트;
    상기 걸림부 사이에 배치되는 복수개의 제1 고정 블록들; 및
    상기 돌출부 사이에 배치되며, 상기 제1 고정 블록들에 고정되는 제2 고정 블록;을 포함하며,
    상기 돌출부 사이의 공간들 중 상기 제2 고정 블록이 위치하는 공간의 폭은, 상기 걸림부 사이의 공간들 중 상기 제1 고정 블록들이 위치하는 공간의 폭보다 작은 터빈 장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 블레이드의 단부에는 블레이드 장착부가 형성되고,
    상기 터빈 디스크에는, 상기 블레이드 장착부가 상기 축의 방향으로 끼워져 상기 블레이드가 상기 축의 반경 방향으로의 움직이는 것을 방지하는 블레이드 장착홈이 형성되는 터빈 장치.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 터빈 디스크에는 상기 걸림부를 수용하는 수용홈이 형성된 터빈 장치.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 제1 고정 블록들에는 각각 적어도 하나의 제1 장착구멍이 형성되고,
    상기 제2 고정 블록에는 상기 제1 장착구멍과 대응되는 위치에 제2 장착구멍이 형성되고,
    상기 제1 장착구멍 및 상기 제2 장착구멍에 설치되는 고정 볼트를 포함하는 터빈 장치.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 제2 장착구멍에는 상기 고정 볼트의 머리 부분이 수용되는 볼트 머리 수용홈이 더 형성되는 터빈 장치.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 지지 플레이트는 상기 축의 방향으로 상기 터빈 디스크의 전면부 및 후면부 중 적어도 한 곳에 설치되는 터빈 장치.
PCT/KR2015/012748 2014-11-27 2015-11-26 터빈 장치 WO2016085260A1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/531,050 US10563526B2 (en) 2014-11-27 2015-11-26 Turbine apparatus

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR10-2014-0167820 2014-11-27
KR1020140167820A KR102182102B1 (ko) 2014-11-27 2014-11-27 터빈 장치

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2016085260A1 true WO2016085260A1 (ko) 2016-06-02

Family

ID=56074702

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/KR2015/012748 WO2016085260A1 (ko) 2014-11-27 2015-11-26 터빈 장치

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10563526B2 (ko)
KR (1) KR102182102B1 (ko)
WO (1) WO2016085260A1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20180209439A1 (en) * 2017-01-26 2018-07-26 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Compressor Blade Locking Mechanism in Disk with Tangential Groove

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101919228B1 (ko) * 2017-03-16 2018-11-15 두산중공업 주식회사 버킷의 축 방향 고정 장치와 버킷 조립체 및 이를 포함하는 가스터빈
US10876420B2 (en) 2017-09-14 2020-12-29 DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD Turbine blade axial retention and sealing system
EP3564489A1 (de) * 2018-05-03 2019-11-06 Siemens Aktiengesellschaft Rotor mit fliehkraft-optimierten kontaktflächen
US11021974B2 (en) * 2018-10-10 2021-06-01 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine wheel assembly with retainer rings for ceramic matrix composite material blades
KR102180380B1 (ko) * 2019-01-23 2020-11-18 두산중공업 주식회사 터빈 블레이드 축 방향 유지 및 밀봉 시스템
CN111456815A (zh) * 2020-04-30 2020-07-28 上海建桥学院 一种轮盘组件及其五轴加工方法
CN111828107B (zh) * 2020-07-24 2023-02-24 中国科学院工程热物理研究所 一种发动机涡轮转子叶片挡气盖板轴向限位结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11247616A (ja) * 1998-03-04 1999-09-14 Hitachi Ltd ガスタービンエンジン
JP2007247406A (ja) * 2006-03-13 2007-09-27 Ihi Corp ファンブレードの保持構造
JP2013036387A (ja) * 2011-08-08 2013-02-21 Mitsubishi Heavy Industries Compressor Corp 回転機械の治具及び回転機械の輸送方法
JP2013181431A (ja) * 2012-02-29 2013-09-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン動翼の抜け止め構造およびこれを備えた回転機械
JP2014185552A (ja) * 2013-03-22 2014-10-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービンロータ、タービン、及びシール板の取外方法

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB779059A (en) * 1954-07-15 1957-07-17 Rolls Royce Improvements in or relating to axial-flow fluid machines, for example compressors orturbines of gas-turbine engines
US3644058A (en) * 1970-05-18 1972-02-22 Westinghouse Electric Corp Axial positioner and seal for turbine blades
US3728042A (en) * 1971-08-27 1973-04-17 Westinghouse Electric Corp Axial positioner and seal for cooled rotor blade
BE792286A (fr) * 1971-12-06 1973-03-30 Gen Electric Dispositif de retenue d'aubes sans boulon pour un rotor de turbomachin
GB1479332A (en) 1974-11-06 1977-07-13 Rolls Royce Means for retaining blades to a disc or like structure
US4846628A (en) * 1988-12-23 1989-07-11 United Technologies Corporation Rotor assembly for a turbomachine
US5018943A (en) * 1989-04-17 1991-05-28 General Electric Company Boltless balance weight for turbine rotors
US5232335A (en) 1991-10-30 1993-08-03 General Electric Company Interstage thermal shield retention system
US5472313A (en) 1991-10-30 1995-12-05 General Electric Company Turbine disk cooling system
US5320488A (en) 1993-01-21 1994-06-14 General Electric Company Turbine disk interstage seal anti-rotation system
US5318405A (en) 1993-03-17 1994-06-07 General Electric Company Turbine disk interstage seal anti-rotation key through disk dovetail slot
GB9925261D0 (en) * 1999-10-27 1999-12-29 Rolls Royce Plc Locking devices
DE19960896A1 (de) 1999-12-17 2001-06-28 Rolls Royce Deutschland Rückhaltevorrichtung für Rotorschaufeln einer Axialturbomaschine
FR2850130B1 (fr) 2003-01-16 2006-01-20 Snecma Moteurs Dispositif pour retenir un flasque annulaire contre une face radiale d'un disque
FR2860031B1 (fr) * 2003-09-19 2007-09-07 Snecma Moteurs Roue de turbine pour turbomachine et procede de montage d'une telle roue
GB0413652D0 (en) * 2004-06-18 2004-07-21 Rolls Royce Plc Gas turbine engine structure
GB0423363D0 (en) * 2004-10-21 2004-11-24 Rolls Royce Plc Rotor assembly retaining apparatus
FR2888897B1 (fr) * 2005-07-21 2007-10-19 Snecma Dispositif d'amortissement des vibrations d'un anneau de retention axiale des aubes de soufflante d'une turbomachine
FR2889264B1 (fr) * 2005-07-29 2007-11-02 Snecma Verrouillage des aubes dans un rotor de soufflante
EP1892380A1 (de) * 2006-08-25 2008-02-27 Siemens Aktiengesellschaft Schaufelbefestigung einer Turbine
US8313289B2 (en) 2007-12-07 2012-11-20 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving rotor bayonet coverplates and tools for installing such coverplates
FR2955889B1 (fr) * 2010-01-29 2012-11-16 Snecma Moyen de blocage d'un flasque d'etancheite sur un disque de turbine
US9249676B2 (en) * 2012-06-05 2016-02-02 United Technologies Corporation Turbine rotor cover plate lock
US9212562B2 (en) 2012-07-18 2015-12-15 United Technologies Corporation Bayoneted anti-rotation turbine seals
US9347325B2 (en) * 2012-10-31 2016-05-24 Solar Turbines Incorporated Damper for a turbine rotor assembly

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11247616A (ja) * 1998-03-04 1999-09-14 Hitachi Ltd ガスタービンエンジン
JP2007247406A (ja) * 2006-03-13 2007-09-27 Ihi Corp ファンブレードの保持構造
JP2013036387A (ja) * 2011-08-08 2013-02-21 Mitsubishi Heavy Industries Compressor Corp 回転機械の治具及び回転機械の輸送方法
JP2013181431A (ja) * 2012-02-29 2013-09-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン動翼の抜け止め構造およびこれを備えた回転機械
JP2014185552A (ja) * 2013-03-22 2014-10-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービンロータ、タービン、及びシール板の取外方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20180209439A1 (en) * 2017-01-26 2018-07-26 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Compressor Blade Locking Mechanism in Disk with Tangential Groove
US10465699B2 (en) * 2017-01-26 2019-11-05 DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD Compressor blade locking mechanism in disk with tangential groove

Also Published As

Publication number Publication date
KR20160063918A (ko) 2016-06-07
US20170328226A1 (en) 2017-11-16
KR102182102B1 (ko) 2020-11-23
US10563526B2 (en) 2020-02-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2016085260A1 (ko) 터빈 장치
JP2007512474A (ja) ガスタービンの選択したノズルセグメントを軸方向に取外しまた取付けるための装置及び方法
US5911680A (en) Mounting/demounting device for combustor for use in gas turbine
JP4448180B2 (ja) 架空送電線路のスペーサーダンパー取り替え用スペーサージグ及びこれを利用したスペーサーダンパーの取り替え方法
CN103140785B (zh) 可变形套管总成和光纤连接器
EP1948982B1 (en) Brush seal assembly
US5657525A (en) Flexible couplings with walk-off detect and lock-on feature
RU2004121618A (ru) Усовершенствованное устройство крепления вала двигателя на подшипниковой опоре
US20100061845A1 (en) Guiding device of a flow machine and guide vane for such a guiding device
EP0854410A3 (en) Power supply system
ATE317060T1 (de) Vorrichtung zum zentrieren eines rohres in einer turbinenwelle
US11713138B2 (en) Tooling for placing a propulsive assembly from a horizontal position to a vertical position
UA49876C2 (uk) Пристосування для використання в установці для нанесення на деталі покриттів, пристрій модульного типу, установка для нанесення покриттів на деталі і спосіб нанесення покриттів
US4976585A (en) System for the rapid balancing of revolving shafts, particularly suitable for gas turbines
JP2004286016A (ja) タービンエンジンを組み立てる方法及び装置
DE60312195D1 (de) Schnellkopplungs- und schnell -sicherheitsverbinder für rohrleitungen
RU2000119100A (ru) Цилиндрическое опорное устройство для узла статора газотурбинного двигателя и узел статора газотурбинного двигателя
DE60038271T2 (de) Anordnung zum Abdichten einer dampfgekühlten Gasturbine
WO2012177076A2 (ko) 정밀폭약튜브용 체결장치
US10323527B2 (en) Blade row poisitioning device, blade-device combination, method and turbomachine
RU2797078C2 (ru) Инструментальный набор для перемещения силовой установки из горизонтального положения в вертикальное положение
RU2585579C2 (ru) Лопаточный узел и способ его сборки
CN210147932U (zh) 一种套筒扳手
CN214899955U (zh) 一种具有防尘功能的汽车线束保护套
KR101074029B1 (ko) 사격 시험대 및 사격 시험 방법

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 15862497

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 15531050

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 15862497

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1