WO2017057992A1 - 가스터빈의 팁간극 조절 조립체 - Google Patents

가스터빈의 팁간극 조절 조립체 Download PDF

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Definitions

  • the present invention relates to a ring segment and a casing of a gas turbine, and more particularly, to a tip clearance control assembly located at an assembly portion of a ring segment and a casing of a gas turbine.
  • a gas turbine device is a kind of turbomachine that burns fuel by using high pressure compressed air and generates rotational power by using high temperature / high pressure combustion gas discharged during combustion.
  • the gas turbine of such a configuration has a compressor that sucks external air and compresses it to high pressure, a combustor that mixes and burns the air compressed at high pressure through the compressor, and a high / high pressure combustion gas discharged after combustion through the combustor. It can be divided into a turbine that generates the rotational force required for the generation of energy from the flow.
  • Figure 1 shows the leakage loss of the flow generated in a conventional gas turbine.
  • the turbine 71 includes a blade 75 that rotates at a high speed with respect to the rotation shaft 73 through a flow of combustion gas, and leakage of the flow may be caused by the free end of the blade 75.
  • the casing 77 is composed of an outer casing portion 77a including a groove bent inward and an inner ring segment 77b coupled to the outer casing portion 77a in a form that is coupled to the groove.
  • the tip gap is adjusted by precisely machining the casing 77 itself to adjust and minimize the tip gap, but tolerance accumulation of assembly parts occurs, and there is a possibility that the tip gap may be additionally adjusted during assembly. There was no limit.
  • a tip of a gas turbine which reduces manufacturing cost and manufacturing time, which is generated for conventional tip gap adjustment, is provided. It is an object to provide a clearance adjustment assembly.
  • a casing for guiding the flow of the combustion gas; A plurality of blades coupled to the rotating shaft of the turbine in the casing; And a shroud positioned at the front end of the blade, the labyrinth seal protruding toward an inner circumferential surface of the casing on an outer surface thereof and installed to surround the front end of the blade;
  • the casing includes an outer casing portion having a dovetail slot on an inner circumferential surface, and an inner ring segment surrounding the blade inward with a dovetail coupling portion formed on the outer side to correspond to the dovetail slot of the outer casing portion. do.
  • the inner ring segment is characterized in that it further comprises a honeycomb seal for setting the gap between the appropriate and the labyrinth seal on the inner surface.
  • the dovetail slot may include a radial slot surface formed such that the inner ring segment and the outer casing part are supported to face each other in the radial direction of the turbine, and the inner ring segment and the outer casing part. It characterized in that it comprises an axial slot surface formed to be supported facing each other in the axial direction of the turbine.
  • the dovetail coupling portion is characterized in that it comprises a radial coupling surface corresponding to the radial slot surface and the axial coupling surface corresponding to the axial slot surface.
  • the radial slot surface is inclined in the radial direction of the turbine along the axial direction of the turbine.
  • the radial coupling surface is characterized in that inclined in the radial direction of the turbine along the axial direction of the turbine.
  • the axial slot surface includes a shim having a predetermined thickness so as to be mutually supported with the axial coupling surface, and the position of the inner ring segment is changed according to the thickness of the shim. Characterized in that the variable.
  • the outer casing portion having a dovetail slot having an inclined surface on the inner circumferential surface, and the inner ring segment having a dovetail coupling portion formed to correspond to the dovetail slot of the outer casing portion to surround the blade inward
  • the first step to do A second step of adjusting the position of the inner ring segment in the axial direction and the radial direction of the turbine by sliding the dovetail coupling portion to the dovetail slot; and between the honeycomb seal and the leverage seal of the gas turbine.
  • a method of adjusting the tip clearance can be provided.
  • the first step may include an axial slot surface formed in the dovetail slot so that the inner ring segment and the outer casing part face each other in the axial direction of the turbine and the dovetail corresponding thereto. Characterized in that it comprises the step of installing a shim between the axial coupling surface formed in the coupling portion.
  • FIG. 1 shows an outer casing and a ring segment according to the prior art.
  • Figure 2 shows a tip gap control assembly of the gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG 3 illustrates a method of adjusting a tip gap between a honeycomb seal and a leverlin seal according to an embodiment of the present invention.
  • one embodiment of the present invention provides a dovetail coupling portion 772a.
  • the dovetail slot 771a is configured to be slidable in an inclined direction and has a structural difference capable of performing relative movement in both the axial direction A and the radial direction B. The influence of these differences on the effects of the present invention will be described later.
  • the inner ring segment 772 may further include a honeycomb seal 830 on the inner surface for setting a proper gap between the labyrinth seal 810.
  • honeycomb seal 830 and the labyrinth seal 810 may be identical to those of a general gas turbine.
  • the dovetail slot 771a has a radial slot surface 771a-1 formed such that the inner ring segment 772 and the outer casing portion 771 are supported to face each other in the radial direction B of the turbine 710. ) And an axial slot surface 771a-2 formed such that the inner ring segment 772 and the outer casing portion 771 are supported to face each other in the axial direction A of the turbine 710. Can be.
  • the dovetail coupling portion 772a has a radial coupling surface 772a-1 corresponding to the radial slot surface 771a-1 and an axial coupling corresponding to the axial slot surface 771a-2. May include face 772a-2.
  • the radial slot surface 771a-1 may be formed to be inclined in the radial direction B of the turbine 710 along the axial direction A of the turbine 710.
  • the radial slot surface 771a-1 has an inclined surface and thus slides in the radial direction B. This may be possible.
  • the radial coupling surface (772a-1) is to increase the structural stability by minimizing the space remaining when the radial slot surface (771a-1) and the radial coupling surface (772a-1) It may be inclined in the radial direction (B) of the turbine 710 along the axial direction (A) of 710.
  • the radial slot surface 771a-1 is formed parallel to the axial direction A of the turbine 710 in the radial direction B of the turbine 710, but not inclined.
  • the radial coupling surface 772a-1 is not formed to be inclined in the radial direction B of the turbine 710 along the axial direction A of the turbine 710, but is formed in parallel.
  • the radial slot surface 771a-1 is formed to be inclined in the radial direction (B) of the turbine 710 along the axial direction (A) of the turbine 710 and
  • the radial coupling surface 772a-1 may be formed to be inclined in the radial direction B of the turbine 710 along the axial direction A of the turbine 710.
  • the axial slot surface 771a-2 may be configured to have a predetermined distance from the axial coupling surface 772a-2. have.
  • the radial coupling surface 772a-1 and the radial slot surface 771a-1 form an inclined surface corresponding to each other, so that the inner ring segment 772 slides to move in the axial direction of the turbine 710. A and A can be moved in one direction along the radial direction B of the turbine 710.
  • the inner ring segment 772 may move in the axial direction A and the radial direction B of the turbine 710, thereby generating a tip gap generated between the inner ring segment 772 and the blade 750.
  • the structural effect to control (G) can be obtained.
  • the axial slot surface 771a-2 includes a shim 900 having a predetermined thickness so as to be mutually supported with the axial coupling surface 772a-2, and the shim 900
  • the position of the inner ring segment 772 may vary depending on the thickness of the inner ring segment 772.
  • the shim 900 has the axial slot surface 771a-. 2) and the axial coupling surface (772a-2) by adjusting the necessary thickness to adjust the degree of sliding the inner ring segment 772, and consequently the blade 750 and the inner ring segment
  • the tip gap G of 772 may be adjusted.
  • FIG 3 is a flowchart illustrating a method of adjusting a tip gap G between a honeycomb seal and a leverlin seal of a gas turbine 710 according to an embodiment of the present invention.
  • the method for adjusting the tip gap G between the honeycomb seal and the leverlin seal of the gas turbine 710 includes a dovetail slot having an inclined surface on an inner circumferential surface thereof.
  • the first step is formed in the dovetail slot 771a such that the inner ring segment 772 and the outer casing portion 771 are supported to face each other in the axial direction A of the turbine 710.
  • the shim 900 may be provided between the axial slot surface 771a-2 and the axial coupling surface 772a-2 formed on the dovetail coupling portion 772a to correspond thereto.
  • the problem of additional time and manufacturing cost which occurred to readjust the tip gap after the combination of the outer casing portion 77a and the inner ring segment 77b according to the prior art, simply solves the problem ( 900) can be achieved by adjusting the adjustment.
  • the present invention can be used as a tip clearance adjusting assembly located in the assembly portion of the ring segment and the casing of the gas turbine.

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Abstract

개시되는 발명은, 연소가스의 유동을 안내하도록 구성되는 케이싱; 상기 케이싱 내에서 터빈의 회전축과 결합되는 복수의 블레이드; 및 상기 블레이드의 선단부에 위치하되, 외측면에 상기 케이싱의 내주면을 향해 돌출된 래버린스 시일을 포함하고, 상기 블레이드의 선단부를 감싸도록 설치되는 슈라우드; 를 포함하고, 상기 케이싱은 내주면에 도브테일슬롯을 가지는 외측케이싱부와, 외측이 상기 외측케이싱부의 도브테일슬롯에 대응되도록 형성되는 도브테일결합부를 가지고 내측으로 상기 블레이드를 감싸는 내측링세그먼트로 구성되어 상기 도브테일결합부가 상기 도브테일슬롯에서 상기 터빈의 축방향과 반경방향으로 슬라이딩 이동할 수 있도록 형성되는 것을 특징으로 하는 가스터빈의 팁간극 조절 조립체에 관한 것이다.

Description

가스터빈의 팁간극 조절 조립체
본 발명은 가스터빈의 링세그먼트와 케이싱에 관한 것으로 보다 상세하게는 가스터빈의 링세그먼트와 케이싱의 조립부에 위치하는 팁간극 조절 조립체에 관한 것이다.
일반적으로 가스 터빈장치는 고압의 압축공기를 이용하여 연료를 연소시키고, 연소의 과정에서 배출되는 고온/고압의 연소가스를 이용하여 회전 동력을 생성하는 터보 기계의 일종에 해당한다.
이와 같은 구성의 가스 터빈은 크게 외부 공기를 흡입하여 고압으로 압축하는 압축기, 압축기를 통해 고압으로 압축된 공기를 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기, 및 연소기를 통해 연소후 배출되는 고온/고압의 연소가스 유동으로부터 에너지의 생성에 필요로 하는 회전력을 발생시키는 터빈으로 구분될 수 있다.
또한, 터빈에 있어 블레이드를 거치지 않고 외부로 직접 배출되는 연소가스의 누설은 기관의 전체 효율에 상당한 부분의 영향을 미치게 되므로 이에 대한 대책이 매우 중요한 실정이다. 일례로, 도 1은 종래 가스 터빈에서 발생되는 유동의 누설 손실부위를 도시한다.
도 1을 참조하면, 터빈(71)은 연소가스에 의한 유동을 매개로 회전축(73)에 대해 고속으로 회전하는 블레이드(75)를 포함하고, 유동의 누설은 상기 블레이드(75)의 자유단부와 케이싱(77) 사이의 간극 부위에서 이루어진다. 이를 팁간극(G)이라 한다. 상기 케이싱(77)은 내측으로 절곡된 홈을 포함하는 외측케이싱부(77a)와 상기 홈에 결합되는 형태로 상기 외측케이싱부(77a)와 결합되는 내측링세그먼트(77b)로 구성된다.
한편, 상기 팁간극의 최소화는 가스터빈 효율을 증대시키는데 있어 중요한 요소이다. 그런데 상기 외측케이싱부(77a)와 상기 내측링세그먼트(77b)의 결합에 있어 누적공차가 발생하게 되면 상기 팁간극(G)을 조절하기가 어려워진다. 즉 공차가 발생하면 상기 외측케이싱부(77a) 또는 상기 내측링세그먼트(77b) 자체를 재가공해야 하는데 그 비용과 시수가 전체공정손실로 이어지게 되는 문제점이 있었다.
종래에는 상기 팁간극을 조정하고 최소화하기 위해 상기 케이싱(77)자체를 정밀가공하는 것으로 팁간극을 조절하였으나, 조립부품의 공차누적이 발생하며, 조립시에 팁간극을 추가로 조절할 수 있는 가능성이 없는 것이 한계였다.
본 발명은 링세그먼트와 케이싱의 조립부에 심(shim)을 개입시키고, 경사면을 이용하여 팁간극을 조절함으로써, 종래의 팁간극 조절을 위해 발생하던 제작단가와 제작시수를 줄이는 가스터빈의 팁간극 조절 조립체를 제공하는 것을 목적으로 한다.
상술한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 실시예에 따르면, 연소가스의 유동을 안내하는 케이싱; 상기 케이싱 내에서 터빈의 회전축과 결합되는 복수의 블레이드; 및 상기 블레이드의 선단부에 위치하되, 외측면에 상기 케이싱의 내주면을 향해 돌출된 래버린스 시일을 포함하고, 상기 블레이드의 선단부를 감싸도록 설치되는 슈라우드; 을 포함하고, 상기 케이싱은 내주면에 도브테일슬롯을 가지는 외측케이싱부와, 외측이 상기 외측케이싱부의 도브테일슬롯에 대응되도록 형성되는 도브테일결합부를 가지고 내측으로 상기 블레이드를 감싸는 내측링세그먼트로 구성되는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면, 상기 내측링세그먼트는 내측면에 상기 래버린스 시일과의 사이의 적정의 간극을 설정하기 위한 허니콤 시일을 추가로 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면, 상기 도브테일슬롯은 상기 내측링세그먼트와 상기 외측케이싱부가 상기 터빈의 반경방향으로 상호 대면하여 지지되도록 형성되는 반경방향슬롯면과, 상기 내측링세그먼트와 상기 외측케이싱부가 상기 터빈의 축방향으로 상호 대면하여 지지되도록 형성되는 축방향슬롯면을 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면, 상기 도브테일결합부는 상기 반경방향슬롯면에 대응되는 반경방향결합면과, 상기 축방향슬롯면에 대응되는 축방향결합면을 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 반경방향슬롯면은 상기 터빈의 축방향을 따라 상기 터빈의 반경방향으로 경사진 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면, 상기 반경방향결합면은 상기 터빈의 축방향을 따라 상기 터빈의 반경방향으로 경사진 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면, 상기 축방향슬롯면은, 상기 축방향결합면과 상호 지지되도록 소정의 두께를 가지는 심(shim)을 포함하고, 상기 심의 두께에 따라 상기 내측링세그먼트의 위치가 가변되는 것을 특징으로 한다.
또한 본 발명의 일 실예에 따르면, 내주면에 경사면을 가지는 도브테일슬롯을 가지는 외측케이싱부와, 외측이 상기 외측케이싱부의 도브테일슬롯에 대응되도록 형성되는 도브테일결합부를 가지고 내측으로 블레이드를 감싸는 내측링세그먼트를 결합하는 제1단계; 상기 도브테일슬롯에 상기 도브테일결합부를 슬라이딩 시켜 터빈의 축방향과 반경방향으로 상기 내측링세그먼트의 위치를 조절하는 제2단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈의 허니콤 시일과 레버린스 시일 사이의 팁간극을 조절하는 방법이 제공될 수 있다.
본 발명의 일 실예에 따르면, 상기 제1단계는, 상기 내측링세그먼트와 상기 외측케이싱부가 상기 터빈의 축방향으로 상호 대면하여 지지되도록 상기 도브테일슬롯에 형성되는 축방향슬롯면과 이에 대응되도록 상기 도브테일결합부에 형성되는 축방향결합면 사이에 심을 설치하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따르면, 링세그먼트와 케이싱의 조립부에 심(shim)을 개입시키고, 경사면을 이용하여 팁간극을 조절함으로써 제작단가와 제작시수를 줄이는 효과가 있다.
도 1은 종래 기술에 따른 외부케이싱과 링세그먼트를 나타낸 것이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스터빈의 팁간극 조절 조립체를 나타낸 것이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 허니콤 시일과 레버린스 시일 사이의 팁간극을 조절하는 방법을 나타낸 것이다.
즉, 종래 기술에 따른 외측케이싱부(77a)와 내측링세그먼트(77b)는 그 결합관계가 반경방향(B)으로는 이동할 수 었던 반면에, 본 발명의 일 실시예는 도브테일결합부(772a)가 상기 도브테일슬롯(771a)와 경사진 방향으로 슬라이딩 이동 가능하도록 구성되어 축방향(A)과 반경방향(B)으로 모두 상대 운동을 할 수 있는 구조적인 차이점을 가지고 있다. 이러한 차이점이 본 발명의 효과에 미치는 영향에 대해서는 후술하도록 한다.
상기 내측링세그먼트(772)는 내측면에 상기 래버린스 시일(810)과의 사이의 적정의 간극을 설정하기 위한 허니콤 시일(830)을 추가로 포함할 수 있다.
허니콤 시일(830), 상기 래버린스 시일(810)은 일반적인 가스 터빈의 그 구성과 동일할 수 있다.
상기 도브테일슬롯(771a)은 상기 내측링세그먼트(772)와 상기 외측케이싱부(771)가 상기 터빈(710)의 반경방향(B)으로 상호 대면하여 지지되도록 형성되는 반경방향슬롯면(771a-1)과, 상기 내측링세그먼트(772)와 상기 외측케이싱부(771)가 상기 터빈(710)의 축방향(A)으로 상호 대면하여 지지되도록 형성되는 축방향슬롯면(771a-2)을 포함할 수 있다.
한편, 상기 도브테일결합부(772a)는 상기 반경방향슬롯면(771a-1)에 대응되는 반경방향결합면(772a-1)과, 상기 축방향슬롯면(771a-2)에 대응되는 축방향결합면(772a-2)을 포함할 수 있다.
상기 반경방향슬롯면(771a-1)은 상기 터빈(710)의 축방향(A)을 따라 상기 터빈(710)의 반경방향(B)으로 경사지게 형성될 수 있다.
이에 따라 상기 반경방향결합면(772a-1)이 경사면이 아니고 상기 축방향(A)과 평행하다하더라도, 상기 반경방향슬롯면(771a-1)이 경사면을 가지므로 반경방향(B)으로 슬라이드 이동이 가능할 수 있다.
한편, 반경방향슬롯면(771a-1)과 반경방향결합면(772a-1)의 결합시 남는 공간을 최소화하여 구조적인 안정성을 증가시키기 위해, 상기 반경방향결합면(772a-1)은 상기 터빈(710)의 축방향(A)을 따라 상기 터빈(710)의 반경방향(B)으로 경사지게 형성될 수 있다.
종래의 기술에 따르면 반경방향슬롯면(771a-1)은 상기 터빈(710)의 축방향(A)을 따라 상기 터빈(710)의 반경방향(B)으로 경사지게 형성되는 것이 아니라 평행하게 형성되고, 상기 반경방향결합면(772a-1)은 상기 터빈(710)의 축방향(A)을 따라 상기 터빈(710)의 반경방향(B)으로 경사지게 형성되는 것이 아니라 평행하게 형성된다.
이에 따라 종래의 기술은 외측케이싱부(77a)와 내측링세그먼트(77b)가 결합이 될때 한번 도브테일형상의 결합이 이루어지면 팁간극(G)의 공차가 발생했을 때, 내측링세그먼트(77b)를 터빈(71)의 축방향(A) 또는 반경방향(B)으로 조절할 수 있는 방법이 없게 되고, 이를 재조정하기 위해서는 결국 외측케이싱부(77a) 또는 내측링세그먼트(77b) 자체를 재가공해야하므로 비용손실과 시수가 추가로 발생하는 문제가 있다.
반면, 본 발명의 일 실시예에 따르면, 상기 반경방향슬롯면(771a-1)이 상기 터빈(710)의 축방향(A)을 따라 상기 터빈(710)의 반경방향(B)으로 경사지게 형성되고, 상기 반경방향결합면(772a-1)이 상기 터빈(710)의 축방향(A)을 따라 상기 터빈(710)의 반경방향(B)으로 경사지게 형성될 수 있다. 또한 상기 도브테일결합부(772a)와 도브테일슬롯(771a)이 결합할 경우 상기 축방향슬롯면(771a-2)은, 상기 축방향결합면(772a-2)과 소정의 간격이 형성되도록 구성될 수 있다.
이에 따라 상기 반경방향결합면(772a-1)과 상기 반경방향슬롯면(771a-1)이 상호 대응되는 경사면을 형성하여 상기 내측링세그먼트(772)가 슬라이딩 이동하여 상기 터빈(710)의 축방향(A)과 상기 터빈(710)의 반경방향(B)을 따라 일 방향으로 이동할 수 있게 된다.
상기 내측링세그먼트(772)가 상기 터빈(710)의 축방향(A)과 반경방향(B)으로 이동할 수 있게 됨으로써, 상기 내측링세그먼트(772)와 상기 블레이드(750)사이에 발생하는 팁간극(G)을 조절할 수 있는 구조적 효과를 얻을 수 있다.
한편, 상기 축방향슬롯면(771a-2)은, 상기 축방향결합면(772a-2)과 상호 지지되도록 소정의 두께를 가지는 가지는 심(shim)(900)을 포함하고, 상기 심(900)의 두께에 따라 상기 내측링세그먼트(772)의 위치가 가변될 수 있다.
즉, 상기 내측링세그먼트(772)와 상기 외측케이싱부(771)가 결합시에 상기 팁간극(G)을 조절해야 할 필요성이 있는 경우, 상기 심(900)을 상기 축방향슬롯면(771a-2)과 상기 축방향결합면(772a-2) 사이에 필요한 두께로 조절하여 개입시킴으로써, 상기 내측링세그먼트(772)가 슬라이딩 이동하는 정도를 조절하고 결과적으로 상기 블레이드(750)와 상기 내측링세그먼트(772)의 팁간극(G)을 조절할 수 있다.
이하는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스터빈(710)의 허니콤 시일과 레버린스 시일 사이의 팁간극(G)을 조절하는 방법에 대하여 설명하도록 한다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스터빈(710)의 허니콤 시일과 레버린스 시일 사이의 팁간극(G)을 조절하는 방법을 도시한 플로우차트이다.
도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스터빈(710)의 허니콤 시일과 레버린스 시일 사이의 팁간극(G)을 조절하는 방법은, 내주면에 경사면을 가지는 도브테일슬롯(771a)을 가지는 외측케이싱부(771)와, 외측이 상기 외측케이싱부(771)의 도브테일슬롯(771a)에 대응되도록 형성되는 도브테일결합부(772a)를 가지고 내측으로 블레이드(750)를 감싸는 내측링세그먼트(772)를 결합하는 제1단계와, 상기 도브테일슬롯(771a)에 상기 도브테일결합부(772a)를 슬라이딩 시켜 터빈(710)의 축방향(A)과 반경방향(B)으로 상기 내측링세그먼트(772)의 위치를 조절하는 제2단계로 구성될 수 있다.
또한, 상기 제1단계는, 상기 내측링세그먼트(772)와 상기 외측케이싱부(771)가 상기 터빈(710)의 축방향(A)으로 상호 대면하여 지지되도록 상기 도브테일슬롯(771a)에 형성되는 축방향슬롯면(771a-2)과 이에 대응되도록 상기 도브테일결합부(772a)에 형성되는 축방향결합면(772a-2) 사이에 심(900)을 설치하는 단계를 포함할 수 있다.
즉, 상술한 단계에 따라 종래 기술에 따른 외측케이싱부(77a)와 상기 내측링세그먼트(77b)의 결합 후 팁간극을 재조정하기위해 발생했던 추가시수 및 제작단가의 문제를 문제를 단순히 심(900)의 조절을 통해 해결할 수 있는 효과를 얻을 수 있다.
이상에서, 본 발명의 실시예를 구성하는 모든 구성 요소들이 하나로 결합하거나 결합하여 동작하는 것으로 설명되었다고 해서, 본 발명이 반드시 이러한 실시예에 한정되는 것은 아니다. 즉, 본 발명의 목적 범위 안에서라면, 그 모든 구성 요소들이 하나 이상으로 선택적으로 결합하여 동작할 수도 있다. 또한, 이상에서 기재된 "포함하다", "구성하다" 또는 "가지다" 등의 용어는, 특별히 반대되는 기재가 없는 한, 해당 구성 요소가 내재할 수 있음을 의미하는 것이므로, 다른 구성 요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성 요소를 더 포함할 수 있는 것으로 해석되어야 한다. 기술적이거나 과학적인 용어를 포함한 모든 용어들은, 다르게 정의되지 않는 한, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미가 있다. 사전에 정의된 용어와 같이 일반적으로 사용되는 용어들은 관련 기술의 문맥상의 의미와 일치하는 것으로 해석되어야 하며, 본 발명에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.
이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
본 발명은 가스터빈의 링세그먼트와 케이싱의 조립부에 위치하는 팁간극 조절 조립체로 사용할 수 있다.

Claims (10)

  1. 연소가스의 유동을 안내하는 케이싱;
    상기 케이싱 내에서 터빈의 회전축과 결합되는 복수의 블레이드; 및
    상기 블레이드의 선단부에 위치하되, 외측면에 상기 케이싱의 내주면을 향해 돌출된 래버린스 시일을 포함하고, 상기 블레이드의 선단부를 감싸도록 설치되는 슈라우드; 를 포함하고,
    상기 케이싱은 내주면에 도브테일슬롯을 가지는 외측케이싱부와, 외측이 상기 외측케이싱부의 도브테일슬롯에 대응되도록 형성되는 도브테일결합부를 가지고 내측으로 상기 블레이드를 감싸는 내측링세그먼트를 포함하며,
    상기 도브테일결합부가 상기 도브테일슬롯에서 상기 터빈의 축방향과 반경방향으로 슬라이딩 이동할 수 있도록 형성되는 것을 특징으로 하는 가스터빈의 팁간극 조절 조립체.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 내측링세그먼트는 내측면에 상기 래버린스 시일과의 사이의 적정의 간극을 설정하기 위한 허니콤 시일을 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈의 팁간극 조절 조립체.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 도브테일슬롯은 상기 내측링세그먼트와 상기 외측케이싱부가 상기 터빈의 반경방향으로 상호 대면하여 지지되도록 형성되는 반경방향슬롯면과, 상기 내측링세그먼트와 상기 외측케이싱부가 상기 터빈의 축방향으로 상호 대면하여 지지되도록 형성되는 축방향슬롯면을 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈의 팁간극 조절 조립체.
  4. 제3항에 있어서
    상기 도브테일결합부는 상기 반경방향슬롯면에 대응되는 반경방향결합면과, 상기 축방향슬롯면에 대응되는 축방향결합면을 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈의 팁간극 조절 조립체.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 반경방향슬롯면은 상기 터빈의 축방향을 따라 상기 터빈의 반경방향으로 경사진 것을 특징으로 하는 가스터빈의 팁간극 조절 조립체.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 반경방향결합면은 상기 터빈의 축방향을 따라 상기 터빈의 반경방향으로 경사진 것을 특징으로 하는 가스터빈의 팁간극 조절 조립체.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 축방향슬롯면은, 상기 축방향결합면과 상호 지지되도록 소정의 두께를 가지는 심(shim)을 포함하고, 상기 심의 두께에 따라 상기 내측링세그먼트의 위치가 가변되는 것을 특징으로 하는 가스터빈의 팁간극 조절 조립체.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 심은 상호 복수로 적층할 수 있는 체결구조를 가지는 것을 특징으로 하는 가스터빈의 팁간극 조절 조립체.
  9. 내주면에 경사면을 가지는 도브테일슬롯을 가지는 외측케이싱부와, 외측이 상기 외측케이싱부의 도브테일슬롯에 대응되도록 형성되는 도브테일결합부를 가지고 내측으로 블레이드를 감싸는 내측링세그먼트를 결합하는 제1단계;
    상기 도브테일슬롯에 상기 도브테일결합부를 슬라이딩 시켜 터빈의 축방향과 반경방향으로 상기 내측링세그먼트의 위치를 조절하는 제2단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈의 허니콤 시일과 레버린스 시일 사이의 팁간극을 조절하는 방법.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 제1단계는, 상기 내측링세그먼트와 상기 외측케이싱부가 상기 터빈의 축방향으로 상호 대면하여 지지되도록 상기 도브테일슬롯에 형성되는 축방향슬롯면과 이에 대응되도록 상기 도브테일결합부에 형성되는 축방향결합면 사이에 심을 설치하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈의 허니콤 시일과 레버린스 시일 사이의 팁간극을 조절하는 방법.
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