WO2017095063A1 - 디스크 조립체 및 그를 포함하는 터빈 - Google Patents

디스크 조립체 및 그를 포함하는 터빈 Download PDF

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김경국
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두산중공업 주식회사
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    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling

Definitions

  • the present invention relates to a disc assembly and a turbine comprising the same, comprising a disc assembly and a disc assembly for transmitting a rotating torque generated by the turbine section to a compressor section disposed between the compressor section and the turbine section in a turbine, in particular a gas turbine. It is about a turbine.
  • a gas turbine is a kind of prime mover which injects combustion gas to the blade side of a turbine and obtains rotational force, and can be classified into a compressor, a combustor, and a turbine.
  • the compressor receives a portion of the power generated from the rotation of the turbine and serves to compress the incoming air at high pressure, and the compressed air is delivered to the combustor side.
  • the combustor mixes and combusts compressed air and fuel to produce a high temperature combustion gas stream and injects it to the turbine side, and the injected combustion gas rotates the turbine to obtain rotational force.
  • the compressor and turbine comprise a plurality of rotor disks having blades radially coupled to the outer circumference.
  • a compressor includes a larger number of rotor disks than turbines, hereinafter, a plurality of rotor disks disposed in the compressor is called a compressor section, and a plurality of rotor disks disposed on the turbine side is called a turbine section.
  • Each of the rotor disks is fastened to rotate with a neighboring rotor disk.
  • the respective rotor disks are fixed in close contact so as not to move in the axial direction using the tie rods.
  • the tie rods are inserted to penetrate through the center of each rotor disc, and may be fastened so that the rotor discs do not move in the axial direction through the nuts fastened to both ends of the tie rods.
  • the combustor is arranged between the compressor section and the turbine section, the compressor section and the turbine section are spaced apart from each other to form a space for the combustor.
  • the tie rod only limits the axial movement of the rotor disc, so that the rotor disc is freely rotatable relative to the tie rod. Therefore, a torque transmission member capable of transmitting the rotational torque generated in the turbine section to the compressor section via the combustor should be additionally provided.
  • the torque tube is generally in the form of a hollow cylinder, the both ends of which are configured to engage the end rotor disk of the compressor section and the end rotor disk of the turbine section, respectively, to transfer torque therebetween.
  • the torque tube should be strong against deformation and distortion due to the characteristics of the gas turbine continuously operated for a long time, and should be easy to assemble and dismantle in order to facilitate maintenance.
  • the torque tube also functions as an air flow path for delivering the cooling air supplied from the compressor section to the turbine section, it should be possible to supply smooth cooling air.
  • the present invention has been made in view of the above-described demands, and it is a technical problem to provide a torque transmission means that is more improved than a conventional torque tube.
  • This invention also makes it a technical subject to provide the turbine which has such a torque transmission means.
  • the first disk meshing with the compressor section of the gas turbine; A second disk engaged with the turbine section of the gas turbine; A third disk disposed between the first and second disks to transmit a rotational torque applied to the second disk to the first disk, and having a through hole formed to penetrate along the axial direction of the gas turbine; And a damper ring disposed between the inner circumferential surface of the second disk and the outer circumferential surface of the tie rod of the gas turbine, the damper ring fixing the second disk with respect to the radial direction of the tie rod.
  • a space between the first and second discs and the tie rod is smaller than the space between the first and second discs, so that spaces communicating with the compressor section and the turbine section are formed on both side surfaces of the third disc, respectively.
  • outer rims engaging the compressor section and the turbine section may be formed on the radially outer side of the first to third disks.
  • the third disk may be located radially inward from the outer rim and include an inner rim facing the tie rod.
  • the through hole of the second disk may be disposed between the outer rim and the tie rod.
  • damper ring may be disposed between the inner rim and the tie rod.
  • first and second air storage spaces may be formed on both side surfaces of the third disk, respectively, and the first and second air storage spaces may communicate with each other by the through-holes.
  • first and second air storage spaces may include internal spaces of the first and second disks, respectively.
  • the radially outer surface of the inner rim may be made of a tapered surface.
  • the third disk may have a cross section of an “H” shape.
  • the third disk may have a “T” shaped cross section.
  • a gas turbine comprising: a first disk engaged with a compressor section of a gas turbine; A second disk engaged with the turbine section of the gas turbine; A third disk disposed between the first and second disks and transferring a rotational torque applied to the second disk to the first disk; And a cooling air flow passage formed through the first to third disks, wherein the third disk includes guide means for increasing radial movement of cooling air passing through the cooling air flow passage.
  • a compressor assembly comprising: a compressor section having a plurality of compressor side rotor disks; A turbine section having a plurality of turbine side rotor disks disposed downstream of the compressor side rotor disks; A tie rod penetrating the rotor disk provided in the compressor section and the turbine section to closely contact each other; And there is provided a gas turbine comprising any one of the disk assembly as described above.
  • the at least one disc is radiused with respect to the tie rods by the damper rim. It is supported in the direction can minimize the vibration and noise caused by the disk assembly during the torque transmission process.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view schematically showing the internal structure of a gas turbine to which a first embodiment of a disk assembly according to the present invention is applied.
  • FIG. 2 is an enlarged cross-sectional view of the first embodiment shown in FIG. 1.
  • FIG 3 is an enlarged cross-sectional view of a second embodiment of the disc assembly.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view schematically showing the internal structure of a gas turbine 100 to which a first embodiment 200 of a disk assembly according to the present invention is applied.
  • the embodiment includes a body 102, and a rear side of the body 102 includes a diffuser 106 through which a combustion gas passing through a turbine is discharged.
  • a combustor 104 is disposed to receive and compress compressed air toward the front of the diffuser 106.
  • the compressor section 110 is located upstream of the body 102, the turbine section 120 is disposed downstream.
  • a disc assembly 200 is disposed between the compressor section 110 and the turbine section 120 as a torque transmitting member for transmitting the rotational torque generated in the turbine section to the compressor section.
  • the compressor section 110 is provided with a total of 14 compressor rotor disk 140, each of the compressor rotor disk 140 is fastened so as not to be spaced in the axial direction by one tie rod 150.
  • each of the compressor rotor disks 140 is aligned along the axial direction with each other with the tie rods penetrating substantially the center thereof.
  • a plurality of protrusions are formed near the outer circumferential portion of the compressor rotor disk 140, and a flange 142 coupled to the neighboring rotor disks such that relative rotation is impossible is protruded in the axial direction.
  • a plurality of blades 144 are radially coupled to the outer circumferential surface of the compressor rotor disk 140.
  • Each blade 144 is provided with a dove tail portion 146 is fastened to the compressor rotor disk 140, the coupling between the blade and the compressor rotor disk 140 is not necessarily limited to the dovetail. .
  • the turbine section 120 is provided with four turbine rotor disks 180.
  • Each turbine rotor disk 180 is basically similar in shape to the compressor rotor disk. Accordingly, the turbine rotor disk 180 also includes a flange 182 having a coupling protrusion for engaging with a neighboring turbine rotor disk, and also includes a plurality of radially arranged turbine blades 184. The turbine blade 184 may also be coupled to the turbine rotor disk 180 in a dovetail manner.
  • the tie rod 150 is disposed to penetrate through the center of the plurality of compressor rotor disks 140, one end of which is fastened in the compressor rotor disk located at the most upstream side, and the other end of the turbine rotor disk located at the downstream side. It is fastened with the fixing nut 190 disposed downstream of the. Specifically, the other end of the tie rod 150 is screwed with the fixing nut 190, whereby the fixing nut axially pressurizes the turbine side rotor disk disposed downstream. For this reason, in the state where the plurality of disks arranged on the tie rod 150 are in close contact with each other, the axial movement is fixed.
  • the disk assembly 200 is fixed at both ends in contact with the compressor section 110 and the turbine section 120, respectively. That is, the compressor section side end of the disk assembly is in contact with the downstream compressor rotor disk, and the turbine section side end of the disk assembly is in contact with the most upstream turbine rotor disk.
  • a plurality of protrusions are also formed in the disc assembly, and can be fixed such that relative rotation is impossible for each rotor disc.
  • one tie rod is arranged to extend over the compressor and the turbine, but is not necessarily limited thereto.
  • a separate tie rod is provided on the compressor side and the turbine side may also be considered.
  • a plurality of tie rods penetrated radially on the disc may be considered. It is also possible to consider an example provided with. Also, an example may be considered in which one tie rod penetrating the center is disposed in one of the compressor section and the turbine section, and a plurality of tie rods disposed radially in the other section.
  • the disk assembly 200 has three disks.
  • the three disks are common in that a hole through which the tie rod penetrates is formed in the center, but the first and second disks 210 and 220 are formed to have substantially the same shape, while the third disk 230 is formed. Is different in that it has less internal diameter than the first and second discs.
  • each disk will be described in detail.
  • the first disk 210 is formed such that the side cross-sectional shape has an approximately T shape.
  • the first disc includes a disc body 214 in the form of a disc and an outer rim 212 protruding to both sides along the axial direction of the tie rod at the outer circumference of the disc body.
  • the outer rim 212 comes into contact with neighboring disks, and serves to couple the disks so that they do not rotate relative to each other.
  • the surface of the outer rim 212 is made of a friction surface, it may be coupled so as not to slide with the surface of the compressor-side rotor disk or the surface of the third disk by the pressing force of the fixing nut.
  • a plurality of protrusions may be formed on the surface of the outer rim 212 so as to be coupled to the adjacent disks.
  • One end of the disk body 214 of the first disk specifically, the end opposite to the tie rod 150 is disposed to be spaced apart from the surface of the tie rod.
  • the first disk has a vertical cross section smaller than the left and right widths based on FIG. 2.
  • an internal space in which the tie rod is disposed is formed in the first disk.
  • the inner space forms the first air storage space S1 together with the side space of the third disk, which will be described later. This will be described later.
  • the second disk 220 basically has a form similar to the first disk. That is, the second disk 220 may also be formed to have a T-shaped side cross-sectional shape, and like the first disk, the disc body 224 in the form of a disc and the tie rod on the outer circumference of the disc body.
  • the outer rim 222 is formed to protrude to both sides along the axial direction of the.
  • the outer rim 222 of the second disk 220 also comes into contact with neighboring disks, and serves to be coupled to prevent the disks from rotating relative to each other.
  • the surface of the outer rim 222 is made of a friction surface, it may be coupled so as not to slide with the surface of the turbine-side rotor disk or the surface of the third disk by the pressing force of the fixing nut.
  • a plurality of protrusions may be formed on the surface of the outer rim 222 so as to be engaged with the adjacent disks.
  • the second disk also has a second air storage space S2 similar to the air storage space of the first disk.
  • the third disk is formed to have a different shape from the first and second disk.
  • the third disk 230 is formed to have an approximately "H" shape, specifically, a disc body 234 having a disc shape and an outer side formed at a radially outer side of the disc body. Rim 232.
  • the outer rim 232 may have the same shape as that of the first and second disks.
  • the disc body 232 is formed with a through hole 234a extending in the longitudinal direction of the tie rod 150.
  • the through hole 234a functions as a flow path through which cooling air passes.
  • the through hole is formed in parallel with the longitudinal direction of the tie rod in Figure 2, but is not necessarily limited to this form, the through hole 234a has any shape that penetrates the disk body 234 Can have
  • the through hole may be formed to be inclined in a right downward direction or a right upward direction with reference to FIG. 2.
  • an inner rim 236 is provided at a radially inner side of the disc body 234.
  • the inner rim 236 has a form extending in the longitudinal direction of the tie rod from both sides of the disk body 234, the upper surface is made of an inclined tapered surface based on FIG.
  • first and second air storage spaces S1 and S2 are defined on both side surfaces of the main body of the third disk 230.
  • the first and second air storage spaces S1 and S2 are respectively defined by the internal spaces of the first and second disks and the spaces present on both sides of the disk body of the third disk.
  • the first air storage space S1 disposed between the first disk and the second disk functions as a space in which cooling air additionally extracted from the compressor section is primarily stored.
  • the second air storage space S2 functions as a space in which cooling air to be injected into the turbine section temporarily stays.
  • the through hole 234a serves to communicate the two air storage spaces (S1, S2) with each other. Therefore, the cooling air stored in the first air storage space may be introduced into the second air storage space through the through hole 234a. The cooling air thus introduced temporarily stays in the second air storage space and is supplied to the turbine section.
  • the tapered surface disposed before and after the through hole 234a serves to guide the cooling air toward the through hole naturally. This causes the cooling air to flow along the tie rods in the first and second discs, but away from the tie rods in the third disc. Based on FIG. 2, the cooling air rises and falls before and after the second disk. This increases the momentum of the cooling air in the vertical direction (refer to FIG. 2) to allow the cooling air to be uniformly mixed.
  • the first embodiment of the disc assembly places a second disc having a relatively small inner diameter between the two discs having the inner rim opposite the tie rod 150, thereby providing the disc assembly with the tie rod. It is possible to minimize the weight while being stably supported.
  • the first embodiment is configured such that three disks having ends opposite the tie rods 150 remain engaged by the axial pressure of the tie rods. At this time, the tension ring 240 is inserted between the end of the third disk and the tie rod 150 to support the first to third disks in the radial direction.
  • the tension ring 240 has a ring shape made of any material having elasticity, and the upper portion of the cross section is in contact with the outer circumferential surface of the tie rod 150 based on the upper portion of the cross section based on FIG. 2. Supported. As a result, the tension ring may absorb the vibration that may be generated during the operation, thereby preventing the life of the device from being shortened, and minimizing the generation of noise.
  • the H-type disk is disposed between two T-type disks, but the number and arrangement order of the disks may be arbitrarily changed.
  • the first and second disks are spaced apart from each other and are supported by each other via a third disk, but may further include additional members connecting the two to further improve vibration absorption performance.
  • FIG 3 shows a second embodiment of the disk assembly, which basically has the same configuration as the first embodiment.
  • the third disk provided in the second embodiment has a difference in that the third disk has a T shape instead of an I shape. That is, the third disk in the second embodiment does not have an inner rim included in the third disk in the first embodiment. This makes it possible to further reduce the overall weight of the disc assembly.

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Abstract

본 발명은 디스크 조립체 및 그를 포함하는 터빈에 관한 것으로서, 본 발명의 일측면에 의하면, 가스 터빈의 압축기 섹션과 맞물리는 제1 디스크; 가스 터빈의 터빈 섹션과 맞물리는 제2 디스크; 상기 제1 및 제2 디스크 사이에 배치되어, 제2 디스크에 인가된 회전 토크를 상기 제1 디스크로 전달하며, 상기 가스 터빈의 축방향을 따라 관통되도록 형성되는 관통공이 형성되는 제3 디스크; 및 상기 제2 디스크의 내주면과 가스 터빈의 타이 로드의 외주면 사이에 배치되어, 상기 제2 디스크를 상기 타이 로드의 반경 방향에 대해서 고정하는 댐퍼 링;을 포함하고, 상기 제3 디스크와 상기 타이 로드 사이의 간격이 상기 제1 및 제2 디스크와 상기 타이 로드 사이의 간격보다 작게 형성되는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리가 제공된다.

Description

디스크 조립체 및 그를 포함하는 터빈
본 발명은 디스크 조립체 및 그를 포함하는 터빈에 관한 것으로서, 터빈, 특히 가스 터빈에 있어서 압축기 섹션과 터빈 섹션 사이에 배치되어 터빈 섹션에 의해 생성된 회전 토크를 압축기 섹션으로 전달하기 위한 디스크 조립체 및 그를 포함하는 터빈에 관한 것이다.
가스터빈은 연소가스를 터빈의 블레이드 측으로 분사하여, 회전력을 얻는 원동기의 일종으로서, 크게 압축기, 연소기 및 터빈으로 구분할 수 있다. 상기 압축기는 터빈의 회전으로부터 생성된 동력의 일부를 전달받아서 유입되는 공기를 고압으로 압축하는 역할을 하게 되며, 압축된 공기는 연소기 측으로 전달된다.
상기 연소기는 압축 공기와 연료를 혼합 및 연소시켜 고온의 연소가스 흐름을 생성시키고 이를 터빈측으로 분사하며, 분사된 연소가스는 터빈을 회전시켜 회전력을 얻을 수 있도록 한다.
여기서, 압축기 및 터빈은 외주부에 방사상으로 결합되는 블레이드를 갖는 복수 개의 로터 디스크를 포함한다. 통상적으로, 압축기에는 터빈 보다 많은 수의 로터 디스크가 포함되는데, 이하에서는 압축기에 배치되는 복수 개의 로터 디스크들을 압축기 섹션이라 칭하며, 터빈측에 배치되는 복수 개의 로터 디스크를 터빈 섹션이라 칭한다.
상기 각각의 로터 디스크들은 이웃한 로터 디스크와 함께 회전하도록 체결된다. 아울러, 각각의 로터 디스크들은 타이 로드를 이용하여 축 방향으로 이동하지 않도록 밀착된 상태로 고정된다.
상기 타이 로드는 각각의 로터 디스크의 중앙을 관통하도록 삽입되고, 타이 로드 양단에 체결되는 너트를 통해 로터 디스크들이 축 방향으로 움직이지 않도록 체결될 수 있다.
한편, 상기 압축기 섹션과 터빈 섹션의 사이에 연소기가 배치되므로, 압축기 섹션과 터빈 섹션은 연소기가 배치되기 위한 공간을 형성하도록 서로 이격되어 있다. 타이 로드는 상기 로터 디스크의 축 방향 이동만을 제한할 뿐이어서, 로터 디스크는 타이 로드에 대해서 자유롭게 회전할 수 있는 상태에 있다. 따라서, 터빈섹션에서 생성된 회전토크를 상기 연소기를 경유하여 압축기 섹션으로 전달할 수 있는 토크 전달부재가 추가적으로 구비되어야 한다.
이러한 토크 전달부재 중 하나가 토크 튜브이다. 상기 토크 튜브는 대체로 중공형의 실린더 형태를 가지며, 양측 단부가 압축기 섹션의 최말단 로터 디스크와 터빈 섹션의 최선단 로터 디스크와 각각 체결되어, 양자 사이에서 토크를 전달하도록 구성되어 있다.
상기 토크 튜브는 장기간 동안 지속적으로 운전되는 가스 터빈의 특성상 변형 및 뒤틀림 등에 강해야 하며, 유지 보수를 용이하게 하기 위하여 조립 및 해체가 용이하여야 한다. 아울러, 상기 토크 튜브는 압축기 섹션에서 공급되는 냉각 공기를 터빈 섹션으로 전달하는 공기 유로로서도 기능하기 때문에, 원활한 냉각 공기의 공급이 가능하여야 한다.
본 발명은 상기와 같은 요구에 부응하기 위해 안출된 것으로서, 종래의 토크 튜브에 비해서 보다 개선된 토크 전달 수단을 제공하는 것을 기술적 과제로 삼고 있다.
본 발명은 또한, 상기와 같은 토크 전달 수단을 갖는 터빈을 제공하는 것을 기술적 과제로 삼고 있다.
상기와 같은 기술적 과제를 달성하기 위한 본 발명의 일측면에 의하면, 가스 터빈의 압축기 섹션과 맞물리는 제1 디스크; 가스 터빈의 터빈 섹션과 맞물리는 제2 디스크; 상기 제1 및 제2 디스크 사이에 배치되어, 제2 디스크에 인가된 회전 토크를 상기 제1 디스크로 전달하며, 상기 가스 터빈의 축방향을 따라 관통되도록 형성되는 관통공이 형성되는 제3 디스크; 및 상기 제2 디스크의 내주면과 가스 터빈의 타이 로드의 외주면 사이에 배치되어, 상기 제2 디스크를 상기 타이 로드의 반경 방향에 대해서 고정하는 댐퍼 링;을 포함하고, 상기 제3 디스크와 상기 타이 로드 사이의 간격이 상기 제1 및 제2 디스크와 상기 타이 로드 사이의 간격보다 작게 형성되어, 상기 제3 디스크의 양측면에는 각각 상기 압축기 섹션과 상기 터빈 섹션과 연통되는 공간이 형성되는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리가 제공된다.
여기서, 상기 제1 내지 제3 디스크의 반경 방향 외측에는 상기 압축기 섹션과 상기 터빈 섹션과 각각 맞물리는 외측 림이 형성될 수 있다.
여기서, 상기 제3 디스크는 상기 외측 림보다 반경 방향으로 내측에 위치하며, 상기 타이 로드와 대향하는 내측 림을 포함할 수 있다.
또한, 상기 제2 디스크의 관통공은 상기 외측 림과 상기 타이 로드의 사이에 배치될 수 있다.
또한, 상기 댐퍼 링은 상기 내측 림과 상기 타이 로드 사이에 배치될 수 있다.
또한, 상기 제3 디스크의 양측면에 각각 제1 및 제2 공기 저류 공간이 형성되고, 상기 제1 및 제2 공기 저류 공간은 상기 관통공에 의해 서로 연통될 수 있다.
또한, 상기 제1 및 제2 공기 저류 공간은 각각 상기 제1 및 제2 디스크의 내부 공간을 포함할 수 있다.
또한, 상기 내측림의 반경 방향 외측면은 테이퍼면으로 이루어질 수 있다.
또한, 상기 제3 디스크는 "H"자 형의 단면을 가질 수 있다.
또한, 상기 제3 디스크는 "T"자 형의 단면을 가질 수 있다.
본 발명의 다른 측면에 의하면, 가스 터빈의 압축기 섹션과 맞물리는 제1 디스크; 가스 터빈의 터빈 섹션과 맞물리는 제2 디스크; 상기 제1 및 제2 디스크 사이에 배치되어, 제2 디스크에 인가된 회전 토크를 상기 제1 디스크로 전달하는 제3 디스크; 및 상기 제1 내지 제3 디스크를 관통하여 형성되는 냉각 공기 유로;를 포함하는 디스크 어셈블리로서, 상기 제3 디스크는 상기 냉각 공기 유로를 통과하는 냉각 공기의 반경 방향 이동을 증대시키는 가이드 수단을 포함하는 디스크 어셈블리가 제공된다.
본 발명의 또 다른 측면에 의하면, 복수 개의 압축기측 로터 디스크를 구비한 압축기 섹션; 상기 압축기측 로터 디스크의 하류에 배치되는 복수 개의 터빈측 로터 디스크를 구비한 터빈 섹션; 상기 압축기 섹션 및 터빈 섹션에 구비된 로터 디스크를 관통하여 서로 밀착시키는 타이 로드; 및 상기와 같은 디스크 어셈블리 중 어느 하나를 포함하는 가스 터빈이 제공된다.
상기와 같은 구성을 갖는 본 발명의 측면들에 의하면, 복수 개의 디스크를 토크 전달 부재로서 사용함으로써 타이 로드에 대한 고정 작업이 용이해질뿐만 아니라, 적어도 하나의 디스크가 댐퍼 림에 의해 타이 로드에 대해서 반경 방향으로 지지되어 있으므로 토크 전달 과정에서 상기 디스크 어셈블리에 야기되는 진동 및 소음을 최소화할 수 있다.
또한, 중앙에 위치하는 제3 디스크의 양측에 상대적으로 가벼운 중량을 갖는 두 개의 디스크가 배치되므로, 구조적 안정성을 더욱 향상시킬 수 있게 된다.
도 1은 본 발명에 따른 디스크 어셈블리의 제1 실시예가 적용된 가스 터빈의 내부 구조를 개략적으로 도시한 단면도이다.
도 2는 도 1에 도시된 제1 실시예를 확대하여 도시한 단면도이다.
도 3은 상기 디스크 어셈블리의 제2 실시예를 확대하여 도시한 단면도이다.
이하에서는, 첨부된 도면을 참조하여, 본 발명에 따른 디스크 어셈블리의 실시예 및 그를 적용한 가스 터빈에 대해서 상세하게 설명하도록 한다.
도 1은 본 발명에 따른 디스크 어셈블리의 제1 실시예(200)가 적용된 가스 터빈(100)의 내부 구조를 개략적으로 도시한 단면도이다. 도 1을 참조하면, 상기 실시예는 바디(102)를 구비하고 있고, 상기 바디(102)의 후측에는 터빈을 통과한 연소가스가 배출되는 디퓨저(106)가 구비되어 있다. 그리고, 상기 디퓨저(106)의 앞쪽으로 압축된 공기를 공급받아 연소시키는 연소기(104)가 배치된다.
공기의 흐름 방향을 기준으로 설명하면, 상기 바디(102)의 상류측에 압축기 섹션(110)이 위치하고, 하류측에 터빈 섹션(120)이 배치된다. 그리고, 상기 압축기 섹션(110)과 상기 터빈 섹션(120)의 사이에는 터빈 섹션에서 발생된 회전토크를 상기 압축기 섹션으로 전달하는 토크 전달부재로서의 디스크 어셈블리(200)가 배치되어 있다. 상기 압축기 섹션(110)에는 총 14매의 압축기 로터 디스크(140)가 구비되고, 상기 각각의 압축기 로터 디스크(140)들은 하나의 타이 로드(150)에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결되어 있다.
구체적으로, 상기 각각의 압축기 로터 디스크(140)는 대략 중앙을 상기 타이 로드가 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬되어 있다. 아울러, 상기 압축기 로터 디스크(140)의 외주부 부근에는 복수 개의 돌기부(미도시)가 형성되고, 이웃한 로터 디스크에 상대 회전이 불가능하도록 결합되는 플랜지(142)가 축 방향으로 돌출되게 형성된다.
상기 압축기 로터 디스크(140)의 외주면에는 복수 개의 블레이드(144)가 방사상으로 결합되어 있다. 상기 각각의 블레이드(144)는 도브 테일부(146)를 구비하여 상기 압축기 로터 디스크(140)에 체결되는데, 상기 블레이드와 상기 압축기 로터 디스크(140) 사이의 결합방식은 반드시 도브테일에 한정되는 것은 아니다.
한편, 상기 터빈 섹션(120)에는 4매의 터빈 로터 디스크(180)가 구비된다. 상기 각각의 터빈 로터 디스크(180)는 기본적으로는 상기 압축기 로터 디스크와 유사한 형태를 갖는다. 따라서, 상기 터빈 로터 디스크(180) 역시, 이웃한 터빈 로터 디스크와 결합되기 위한 결합돌기를 구비한 플랜지(182)를 구비하고, 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(184)도 포함한다. 상기 터빈 블레이드(184) 역시 도브테일 방식으로 상기 터빈 로터 디스크(180)에 결합될 수 있다.
상기 타이 로드(150)는 상기 복수 개의 압축기 로터 디스크(140)들의 중심부를 관통하도록 배치되어 있으며, 일측 단부는 최상류측에 위치한 압축기 로터 디스크 내에 체결되고, 타측 단부는 최하류측에 위치한 터빈 로터 디스크의 하류측에 배치되는 고정 너트(190)와 체결된다. 구체적으로, 상기 타이 로드(150)의 타측 단부는 상기 고정 너트(190)와 나사 결합되고, 그에 의해서 상기 고정 너트는 최하류에 배치된 터빈측 로터 디스크를 축방향으로 가압하게 된다. 이로 인해서, 상기 타이 로드(150)에 배치되는 복수 매의 디스크들이 서로 밀착된 상태에서, 축방향 이동이 불가능하도록 고정된다.
여기서, 상기 디스크 어셈블리(200)는 양단이 각각 상기 압축기 섹션(110) 및 터빈 섹션(120)과 맞닿은 상태로 고정되어 있다. 즉, 상기 디스크 어셈블리의 압축기 섹션측 단부는 상기 최하류측 압축기 로터 디스크와 접하게 되고, 상기 디스크 어셈블리의 터빈 섹션측 단부는 상기 최상류측 터빈 로터 디스크와 접하게 된다. 상술한 바와 같이, 디스크 어셈블리에도 복수 개의 돌기부가 형성되어, 각각의 로터 디스크에 대해서 상대 회전이 불가능하도록 고정될 수 있다.
한편, 상술한 가스 터빈에서는 하나의 타이 로드가 압축기 및 터빈에 걸쳐서 연장되도록 배치되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 일 예로서, 압축기측과 터빈 측에 각각 별도의 타이 로드를 구비한 예도 고려할 수 있으며, 각각의 디스크의 중앙을 관통하는 하나의 타이 로드 대신에, 디스크에 방사상으로 배치되면서 관통되는 복수 개의 타이 로드를 구비한 예도 고려할 수 있다. 또한, 압축기 섹션 및 터빈 섹션 중 어느 하나에는 중앙을 관통하는 하나의 타이 로드를, 나머지 섹션에는 방사상으로 배치되는 복수 개의 타이 로드를 배치하는 예도 고려할 수 있다.
이제, 도 2를 참조하여, 상기 디스크 어셈블리(200)에 대해서 상세하게 설명하도록 한다.
도 2를 참조하면, 상기 디스크 어셈블리(200)는 3개의 디스크를 구비한다. 3개의 디스크는 중앙에 상기 타이 로드가 관통되는 홀이 형성되는 점에서 공통되지만, 제1 및 제2 디스크(210, 220)는 대략 동일한 형상을 갖도록 형성되는 반면에, 상기 제3 디스크(230)는 제1 및 제2 디스크 보다 적은 내경을 갖는 점에서 차이를 갖는다. 이하, 구체적으로 각각의 디스크에 대해서 설명한다.
상기 제1 디스크(210)는 측 단면 형상이 대략 T자 형태를 갖도록 형성된다. 구체적으로, 상기 제1 디스크는 원판 형태의 디스크 본체(214)와 상기 디스크 본체의 외주부에 상기 타이 로드의 축방향을 따라 양측으로 돌출되도록 형성되는 외측림(212)을 포함한다. 여기서, 상기 외측림(212)은 이웃한 디스크들과 접하여, 디스크들이 서로 상대회전하지 못하도록 결합하는 역할을 한다. 예를 들어, 상기 외측림(212)의 표면은 마찰면으로 이루어져, 상기 고정 너트의 가압력에 의해 상기 압축기측 로터 디스크의 표면 또는 제3 디스크의 표면과 미끄러지지 않도록 결합될 수 있다. 이외에도, 복수개의 돌기부를 상기 외측림(212)의 표면에 형성하여 이웃한 디스크들과 체결되도록 할 수도 있다.
그리고, 상기 제1 디스크의 디스크 본체(214)의 일측 단부, 구체적으로는 상기 타이 로드(150)와 대향하는 단부는 타이 로드의 표면으로부터 이격되도록 배치된다. 구체적으로, 상기 제1 디스크는 단면이 도 2를 기준으로 상하 높이가 좌우 폭 보다 작게 형성된다. 그로 인해서, 상기 제1 디스크에는 상기 타이 로드가 배치되는 내부 공간이 형성된다. 상기 내부 공간은 후술할 제3 디스크의 측면 공간과 함께 제1 공기 저류 공간(S1)을 형성한다. 이에 대해서는 후술한다.
상기 제2 디스크(220)는 기본적으로는 상기 제1 디스크와 유사한 형태를 갖는다. 즉, 상기 제2 디스크(220)도 측 단면 형상이 대략 T자 형태를 갖도록 형성될 수 있으며, 상기 제1 디스크와 마찬가지로, 원판 형태의 디스크 본체(224)와 상기 디스크 본체의 외주부에 상기 타이 로드의 축방향을 따라 양측으로 돌출되도록 형성되는 외측림(222)을 포함한다. 상기 제2 디스크(220)의 상기 외측림(222)도 이웃한 디스크들과 접하여, 디스크들이 서로 상대회전하지 못하도록 결합되는 역할을 한다.
예를 들어, 상기 외측림(222)의 표면은 마찰면으로 이루어져, 상기 고정 너트의 가압력에 의해 상기 터빈측 로터 디스크의 표면 또는 제3 디스크의 표면과 미끄러지지 않도록 결합될 수 있다. 상기 제2 디스크에서도, 복수개의 돌기부를 상기 외측림(222)의 표면에 형성하여 이웃한 디스크들과 체결되도록 할 수도 있다.
그리고, 상기 제2 디스크에 의해서도 제1 디스크의 공기 저류 공간과 유사한 제2 공기 저류 공간(S2)이 형성된다.
한편, 상기 제3 디스크는 상기 제1 및 제2 디스크와는 다른 형태를 갖도록 형성된다. 도 2에 도시된 바와 같이, 상기 제3 디스크(230)는 대략 "H"자 형태를 갖도록 형성되며, 구체적으로는 원판 형태의 디스크 본체(234)와 상기 디스크 본체의 반경 방향 외측에 형성되는 외측림(232)을 포함한다. 상기 외측림(232)은 상기 제1 및 제2 디스크의 그것과 동일한 형태를 가질 수 있다. 상기 디스크 본체(232)에는 상기 타이 로드(150)의 길이 방향을 따라 연장되는 관통공(234a)이 형성된다.
상기 관통공(234a)은 냉각 공기가 통과하는 유로로서 기능하게 된다. 여기서, 도 2에서는 상기 관통공이 상기 타이 로드의 길이 방향과 평행하게 형성되어 있으나, 반드시 이러한 형태로 한정되는 것은 아니며, 상기 관통공(234a)은 상기 디스크 본체(234)를 관통하는 임의의 형태를 가질 수 있다.
예를 들어, 상기 관통공은 도 2를 기준으로 우하향 또는 우상향으로 경사지게 형성될 수도 있다.
그리고, 상기 디스크 본체(234)의 반경 방향 내측에 내측림(236)이 구비된다. 상기 내측림(236)은 상기 디스크 본체(234)의 양측면으로부터 상기 타이로드의 길이방향을 따라서 연장된 형태를 가지며, 도 2를 기준으로 상부면은 경사진 테이퍼면으로 이루어진다.
아울러, 상기 제3 디스크(230)는 상기 타이 로드(150)가 관통되도록 대략 중앙부에 형성되는 홀의 내경이 제1 및 제2 디스크보다 작게 형성되어 있다. 이로 인해서, 도 2에 도시된 바와 같이, 상기 제3 디스크(230)의 본체의 양측면에는 각각 제1 및 제2 공기 저류 공간(S1, S2)이 정의된다. 상기 제1 및 제2 공기 저류 공간(S1, S2)은 상술한 제1 및 제2 디스크의 내부 공간 및 상기 제3 디스크의 디스크 본체의 양측면에 존재하는 공간에 의해 각각 정의된다.
상기 제1 디스크와 제2 디스크 사이에 배치되는 제1 공기 저류 공간(S1)은 상기 압축기 섹션으로부터 추기된 냉각 공기가 일차적으로 저류하는 공간으로서 기능한다. 그리고, 상기 제2 공기 저류 공간(S2)은 상기 터빈 섹션으로 분사될 냉각 공기가 일시적으로 머무는 공간으로서 기능한다.
한편, 상기 관통공(234a)은 상기 두 개의 공기 저류 공간(S1, S2)들을 서로 연통시키는 역할을 한다. 따라서, 상기 제1 공기 저류 공간에 저장된 냉각 공기는 상기 관통공(234a)을 통해서 제2 공기 저류 공간으로 유입될 수 있다. 이렇게 유입된 냉각 공기는 제2 공기 저류 공간 내에 일시적으로 머물다가 터빈 섹션측으로 공급된다.
이때, 상기 관통공(234a)을 전후로 하여 배치되는 테이퍼면은 상기 냉각 공기가 자연스럽게 상기 관통공을 향하도록 가이드하는 역할을 하게 된다. 이로 인해서, 냉각 공기는 상기 제1 및 제2 디스크 내에서는 타이로드를 따라 흐르지만, 제3 디스크에서는 타이로드로부터 이격되어 흐르게 된다. 도 2를 기준으로 하면, 냉각 공기는 제2 디스크의 전후에서 상승 및 하강하게 되는 것이다. 이는 냉각 공기의 상하 방향(도 2 기준) 운동량을 증가시켜서 냉각 공기가 균일하게 섞일 수 있도록 한다.
도시된 바와 같이, 상기 디스크 어셈블리의 제1 실시예는 타이 로드(150)와 대향하는 내측림을 갖는 두 개의 디스크 사이에 상대적으로 작은 내경을 갖는 제2 디스크를 배치함으로써, 디스크 어셈블리가 타이 로드에 대해서 안정적으로 지지되도록 하면서도, 중량을 최소화할 수 있게 된다.
또한, 상기 제1 실시예는 타이 로드(150)와 대향하는 단부를 갖는 3개의 디스크들이 타이 로드의 축 방향 압력에 의해 결합을 유지하도록 구성되어 있다. 이때, 상기 제1 내지 제3 디스크를 반경방향에 대해 지지하기 위해서 상기 제3 디스크의 단부와 상기 타이 로드(150)의 사이에 텐션 링(240)이 끼워진다.
상기 텐션 링(240)은 탄성을 갖는 임의의 재질로 이루어진 링 형태를 가지며, 도 2를 기준으로 단면의 상부는 상기 내측림(236)에, 하부는 상기 타이 로드(150)의 외주면과 각각 접하여 지지된다. 이로 인해서, 작동 과정에서 발생될 수 있는 진동을 상기 텐션 링이 흡수하여 장치의 수명이 단축되는 것을 방지하고, 소음 발생도 최소화할 수 있게 된다.
여기서, 도 2에 도시된 예에서는 상기 제3 디스크에만 텐션 링이 구비되어 있음을 알 수 있다. 이는 상기 3개의 디스크 들이 상술한 바와 같이 타이 로드에 의해서 압축기 및 터빈 섹션 사이에 축 방향에 대해서 고정된 상태를 유지하기 때문에, 하나의 텐션 링에 의해서도 필요한 정도의 진동 흡수가 가능하기 때문이며, 제3 디스크를 통한 냉각 공기의 흐름을 가능하게 하기 위해서이다.
아울러, 상기 실시예에서는 두 개의 T형 디스크 사이에 H형 디스크를 배치한 형태를 갖고 있지만, 상기 디스크의 개수 및 배치 순서는 임의로 변경할 수도 있다. 또한, 상기 제1 및 제2 디스크는 서로 이격되어 배치되어 있고, 제3 디스크를 매개로 하여 서로 지지되어 있으나, 진동 흡수 성능을 보다 향상시키기 위해서 양자 사이를 연결하는 추가적인 부재를 구비할 수도 있다.
도 3은 상기 디스크 어셈블리의 제2 실시예를 도시한 것으로서, 상기 제2 실시예는 기본적으로는 상기 제1 실시예와 동일한 구성을 갖는다. 다만, 상기 제2 실시예에 구비되는 제3 디스크는 I자 형태가 아니라 T자 형태를 갖고 있는 점에서 차이를 갖는다. 즉, 상기 제2 실시예에서의 제3 디스크는 제1 실시예에서의 제3 디스크에 포함되는 내측림을 구비하지 않는다. 이로 인해서, 디스크 어셈블리의 전체적인 중량을 더욱 감소시킬 수 있게 된다.

Claims (20)

  1. 가스 터빈의 압축기 섹션과 맞물리는 제1 디스크;
    가스 터빈의 터빈 섹션과 맞물리는 제2 디스크;
    상기 제1 및 제2 디스크 사이에 배치되어, 제2 디스크에 인가된 회전 토크를 상기 제1 디스크로 전달하며, 상기 가스 터빈의 축방향을 따라 관통되도록 형성되는 관통공이 형성되는 제3 디스크;를 포함하고,
    상기 제3 디스크와 상기 타이 로드 사이의 간격이 상기 제1 및 제2 디스크와 상기 타이 로드 사이의 간격보다 작게 형성되어, 상기 제3 디스크의 양측면에는 각각 상기 압축기 섹션과 상기 터빈 섹션과 연통되는 공간이 형성되는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 제3 디스크의 내주면과 가스 터빈의 타이 로드의 외주면 사이에 배치되어, 상기 제3 디스크를 상기 타이 로드의 반경 방향에 대해서 고정하는 댐퍼 링;을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 제1 내지 제3 디스크의 반경 방향 외측에는 상기 압축기 섹션과 상기 터빈 섹션과 각각 맞물리는 외측 림이 형성되는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 제3 디스크는 상기 외측 림보다 반경 방향으로 내측에 위치하며, 상기 타이 로드와 대향하는 내측 림을 포함하는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  5. 제3항에 있어서,
    상기 제2 디스크의 관통공은 상기 외측 림과 상기 타이 로드의 사이에 배치되는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  6. 제4항에 있어서,
    상기 댐퍼 링은 상기 내측 림과 상기 타이 로드 사이에 배치되는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 제3 디스크의 양측면에 각각 제1 및 제2 공기 저류 공간이 형성되고, 상기 제1 및 제2 공기 저류 공간은 상기 관통공에 의해 서로 연통되는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 제1 및 제2 공기 저류 공간은 각각 상기 제1 및 제2 디스크의 내부 공간을 포함하는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  9. 제4항에 있어서,
    상기 내측림의 반경 방향 외측면은 테이퍼면으로 이루어지는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 제3 디스크는 "H"자 형의 단면을 갖는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  11. 제1항에 있어서,
    상기 제3 디스크는 "T"자 형의 단면을 갖는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  12. 가스 터빈의 압축기 섹션과 맞물리는 제1 디스크;
    가스 터빈의 터빈 섹션과 맞물리는 제2 디스크;
    상기 제1 및 제2 디스크 사이에 배치되어, 제2 디스크에 인가된 회전 토크를 상기 제1 디스크로 전달하는 제3 디스크; 및
    상기 제1 내지 제3 디스크를 관통하여 형성되는 냉각 공기 유로;를 포함하는 디스크 어셈블리로서,
    상기 제3 디스크는 상기 냉각 공기 유로를 통과하는 냉각 공기의 반경 방향 이동을 증대시키는 가이드 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 제3 디스크는 상기 타이로드와 대향하도록 배치되는 내측림을 포함하고,
    상기 가이드 수단은 상기 내측림의 표면에 구비되는 테이퍼면을 포함하는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  14. 제13항에 있어서,
    상기 제3 디스크는 상기 내측림으로부터 방사상으로 연장되는 디스크 본체를 포함하고, 상기 디스크 본체를 중심으로 하여 2개의 테이퍼면이 배치되는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  15. 제14항에 있어서,
    상기 디스크 본체에 관통공이 형성되고, 상기 관통공은 상기 냉각 공기 유로의 일부분을 구성하는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  16. 제13항에 있어서,
    상기 제3 디스크의 내측림과 상기 타이로드 사이가 이격되는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  17. 제16항에 있어서,
    상기 내측림과 상기 타이로드 사이에 배치되어, 상기 제3 디스크를 상기 타이 로드의 반경 방향에 대해서 고정하는 댐퍼 링;을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 디스크 어셈블리.
  18. 복수 개의 압축기측 로터 디스크를 구비한 압축기 섹션;
    상기 압축기측 로터 디스크의 하류에 배치되는 복수 개의 터빈측 로터 디스크를 구비한 터빈 섹션;
    상기 압축기 섹션 및 터빈 섹션에 구비된 로터 디스크를 관통하여 서로 밀착시키는 타이 로드; 및
    상기 압축기 섹션과 상기 터빈 섹션 사이에 배치되는 디스크 어셈블리;를 포함하고,
    상기 디스크 어셈블리는,
    가스 터빈의 압축기 섹션과 맞물리는 제1 디스크;
    가스 터빈의 터빈 섹션과 맞물리는 제2 디스크;
    상기 제1 및 제2 디스크 사이에 배치되어, 제2 디스크에 인가된 회전 토크를 상기 제1 디스크로 전달하며, 상기 가스 터빈의 축방향을 따라 관통되도록 형성되는 관통공이 형성되는 제3 디스크;를 포함하고,
    상기 제3 디스크와 상기 타이 로드 사이의 간격이 상기 제1 및 제2 디스크와 상기 타이 로드 사이의 간격보다 작게 형성되어, 상기 제3 디스크의 양측면에는 각각 상기 압축기 섹션과 상기 터빈 섹션과 연통되는 공간이 형성되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  19. 제18항에 있어서,
    상기 관통공과 상기 두 개의 공간에 의해 형성되는 냉각 공기 유로를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  20. 제19항에 있어서,
    상기 냉각 공기 유로 중 일부는 상기 타이로드로부터 이격되어 배치되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6484430B2 (ja) * 2014-11-12 2019-03-13 三菱重工業株式会社 タービンの冷却構造及びガスタービン
KR101744411B1 (ko) * 2015-10-15 2017-06-20 두산중공업 주식회사 가스터빈의 냉각장치
US10830146B2 (en) * 2016-03-01 2020-11-10 Siemens Aktiengesellschaft Compressor bleed cooling system for mid-frame torque discs downstream from a compressor assembly in a gas turbine engine
EP3269926B1 (en) * 2016-07-07 2020-10-07 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Disk assembly and turbine including the same
CN109113795A (zh) * 2018-10-23 2019-01-01 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种氦气轮机转子叶盘

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040161335A1 (en) * 1996-11-29 2004-08-19 Hitachi, Ltd. Coolant recovery type gas turbine
JP2007529668A (ja) * 2004-03-17 2007-10-25 シーメンス　アクチエンゲゼルシヤフト 流体機械とそのロータ
US20070256412A1 (en) * 2006-05-08 2007-11-08 Honeywell International, Inc. Compressor stage assembly lock
JP2009103087A (ja) * 2007-10-25 2009-05-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン、及びガスタービン用ロータ
JP2013516566A (ja) * 2009-12-31 2013-05-13 ロールス−ロイス・ノース・アメリカン・テクノロジーズ，インコーポレーテッド ガスタービンエンジンおよびメインエンジンロータの組み立ておよび分解

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2779531A (en) * 1950-12-29 1957-01-29 Gen Motors Corp Gas turbine engine with hydraulic thrust balancing
EP1970528A1 (de) 2007-03-12 2008-09-17 Siemens Aktiengesellschaft Läufer einer thermischen Strömungsmaschine
EP1970530A1 (de) 2007-03-12 2008-09-17 Siemens Aktiengesellschaft Läufer einer thermischen Strömungsmaschine sowie thermische Strömungsmaschine
EP1970529A1 (de) 2007-03-12 2008-09-17 Siemens Aktiengesellschaft Läufer einer thermischen Strömungsmachine sowie Gasturbine
DE102008054497A1 (de) 2008-12-10 2010-06-17 BSH Bosch und Siemens Hausgeräte GmbH Flügelrad für einen Ventilator
US8613199B2 (en) * 2010-04-12 2013-12-24 Siemens Energy, Inc. Cooling fluid metering structure in a gas turbine engine
US20160084087A1 (en) 2013-05-14 2016-03-24 Siemens Energy, Inc. Rotor in a turbine engine coupled to provide individual and separate access to respective assemblies of compressor and turbine disks

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040161335A1 (en) * 1996-11-29 2004-08-19 Hitachi, Ltd. Coolant recovery type gas turbine
JP2007529668A (ja) * 2004-03-17 2007-10-25 シーメンス　アクチエンゲゼルシヤフト 流体機械とそのロータ
US20070256412A1 (en) * 2006-05-08 2007-11-08 Honeywell International, Inc. Compressor stage assembly lock
JP2009103087A (ja) * 2007-10-25 2009-05-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン、及びガスタービン用ロータ
JP2013516566A (ja) * 2009-12-31 2013-05-13 ロールス−ロイス・ノース・アメリカン・テクノロジーズ，インコーポレーテッド ガスタービンエンジンおよびメインエンジンロータの組み立ておよび分解

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