ITMI20091699A1 - METHOD AND TOOL FOR THE MAINTENANCE OF A GAS TURBINE SYSTEM - Google Patents

Description

DESCRIZIONE DESCRIPTION

del brevetto per invenzione industriale dal titolo: of the patent for industrial invention entitled:

“METODO E ATTREZZO PER LA MANUTENZIONE DI UN IMPIANTO A TURBINA A GAS” "METHOD AND TOOL FOR THE MAINTENANCE OF A GAS TURBINE PLANT"

La presente invenzione è relativa ad un metodo e ad un attrezzo per la manutenzione di un impianto a turbina a gas per la produzione di energia elettrica. The present invention relates to a method and a tool for the maintenance of a gas turbine plant for the production of electrical energy.

Gli impianti a turbina a gas di tipo noto comprendono una turbina a gas ed un compressore, i quali sono collegati da un albero che ruota attorno ad un asse longitudinale A, ed una camera di combustione, la quale si estende attorno all’albero tra il compressore e la turbina a gas. Known gas turbine systems comprise a gas turbine and a compressor, which are connected by a shaft which rotates around a longitudinal axis A, and a combustion chamber, which extends around the shaft between the compressor and gas turbine.

La turbina a gas ed il compressore comprendono una porzione statorica ed una porzione rotorica, la quale è definita da una pluralità di anelli rotorici disposti l’uno accanto all’altro attorno all’albero e provvisti di pale rotoriche. The gas turbine and the compressor include a stator portion and a rotor portion, which is defined by a plurality of rotor rings arranged next to each other around the shaft and equipped with rotor blades.

Nel caso in cui sia necessario intervenire su porzioni della turbina a gas e/o della camera di combustione e/o del compressore non accessibili attraverso la rimozione delle porzioni statoriche della turbina a gas e del compressore, le tecniche di manutenzione di tipo noto prevedono di smontare tutti gli anelli rotorici della porzione rotorica, ad esempio della turbina, per accedere alla porzione su cui intervenire. In the event that it is necessary to intervene on portions of the gas turbine and / or of the combustion chamber and / or of the compressor that are not accessible by removing the stator portions of the gas turbine and of the compressor, the known maintenance techniques provide for disassemble all the rotor rings of the rotor portion, for example of the turbine, to access the portion on which to intervene.

Ciò comporta un notevole dispendio in termini di tempo e di risorse umane ed economiche. La procedura di sfilamento degli anelli rotorici è, infatti, lunga e difficoltosa in quanto il rischio di danni accidentali è elevato. Pertanto, tale procedura impone l’arresto dell’impianto per un periodo di tempo elevato in cui la produzione di energia è arrestata con evidenti perdite per il gestore dell’impianto. This involves a considerable expenditure in terms of time and human and economic resources. The procedure for removing the rotor rings is, in fact, long and difficult as the risk of accidental damage is high. Therefore, this procedure requires the plant to be shut down for a long period of time in which energy production is stopped with obvious losses for the plant manager.

È uno scopo della presente invenzione quello di fornire un metodo di manutenzione di un impianto a turbina a gas che sia privo degli inconvenienti qui evidenziati dell’arte nota; in particolare, è uno scopo del trovato quello di fornire un metodo di manutenzione che riduca i tempi di arresto dell’impianto. It is an aim of the present invention to provide a maintenance method for a gas turbine system that is free from the drawbacks of the prior art highlighted here; in particular, it is an object of the invention to provide a maintenance method that reduces the system shutdown times.

In accordo con tali scopi, la presente invenzione è relativa ad un metodo di manutenzione come rivendicato nella rivendicazione 1. In accordance with these purposes, the present invention relates to a maintenance method as claimed in claim 1.

È un’ulteriore scopo della presente invenzione quello di realizzare un attrezzo per la manutenzione di un impianto a turbina a gas che consenta di effettuare operazioni in modo semplice e veloce. It is a further purpose of the present invention to provide a tool for the maintenance of a gas turbine system that allows operations to be carried out in a simple and fast way.

In accordo con tali scopi la presente invenzione è relativa ad un attrezzo per la manutenzione di un impianto a turbina a gas come rivendicato nella rivendicazione 9. In accordance with these purposes, the present invention relates to a tool for the maintenance of a gas turbine plant as claimed in claim 9.

Ulteriori caratteristiche e vantaggi della presente invenzione appariranno chiari dalla descrizione che segue di un suo esempio non limitativo di attuazione, con riferimento alle figure dei disegni annessi, in cui: Further characteristics and advantages of the present invention will appear clear from the following description of a non-limiting example of its implementation, with reference to the figures of the annexed drawings, in which:

– la figura 1 è una vista schematica, con parti asportate per chiarezza, di un impianto per la produzione di energia elettrica; - figure 1 is a schematic view, with parts removed for clarity, of a plant for the production of electrical energy;

– la figura 2 è una vista parzialmente in sezione, con parti asportate per chiarezza, di un primo dettaglio dell’impianto di figura 1; - Figure 2 is a partially sectional view, with parts removed for clarity, of a first detail of the plant in Figure 1;

– la figura 3 è una vista parzialmente in sezione, con parti asportate per chiarezza, di un secondo dettaglio dell’impianto di figura 1; - Figure 3 is a partially sectional view, with parts removed for clarity, of a second detail of the plant in Figure 1;

– la figura 4 è una vista parzialmente in sezione, con parti asportate per chiarezza, di un terzo dettaglio dell’impianto di figura 1; e - Figure 4 is a partially sectional view, with parts removed for clarity, of a third detail of the plant in Figure 1; And

– la figura 5 è una vista prospettica di un attrezzo per la manutenzione di un impianto a turbina a gas secondo la presente invenzione. Figure 5 is a perspective view of a tool for the maintenance of a gas turbine plant according to the present invention.

In figura 1 è indicato con il numero di riferimento 1 un impianto a turbina a gas per la produzione di energia elettrica. In Figure 1, the reference number 1 indicates a gas turbine plant for the production of electrical energy.

L’impianto 1 comprende sostanzialmente un compressore 3, una camera di combustione 4, una turbina a gas 5, un generatore 6. The plant 1 substantially comprises a compressor 3, a combustion chamber 4, a gas turbine 5, a generator 6.

Il compressore 3, la turbina a gas 5 ed il generatore 6 sono collegati da un albero 8, il quale ruota attorno ad un asse longitudinale A, mentre la camera di combustione 4 è disposta attorno all’albero 8 tra il compressore 3 e la turbina a gas 5. The compressor 3, the gas turbine 5 and the generator 6 are connected by a shaft 8, which rotates around a longitudinal axis A, while the combustion chamber 4 is arranged around the shaft 8 between the compressor 3 and the turbine gas 5.

Con riferimento alla figura 2, il compressore 3 comprende una porzione statorica (non illustrata nella figura 2 allegata) comprendente una cassa porta palette e una pluralità di pale statoriche, ed una porzione rotorica 9, comprendente una pluralità di anelli rotorici 10 affiancati e calettati sull’albero 8 (in figura 2 sono visibili solo alcuni degli anelli rotorici), ciascuno dei quali è provvisto di una pluralità di rispettive pale rotoriche 11. With reference to figure 2, the compressor 3 comprises a stator portion (not illustrated in the attached figure 2) comprising a blade holder case and a plurality of stator blades, and a rotor portion 9, comprising a plurality of rotor rings 10 side by side and keyed on shaft 8 (in figure 2 only some of the rotor rings are visible), each of which is provided with a plurality of respective rotor blades 11.

Analogamente, la turbina a gas 5 comprende una porzione statorica (non illustrata nella figura 2 allegata) comprendente una cassa porta palette e una pluralità di pale statoriche, ed una porzione rotorica 13, comprendente una pluralità di anelli rotorici 14 affiancati e calettati sull’albero 8 (in figura 2 sono visibili solo alcuni degli anelli rotorici 14), ciascuno dei quali è provvisto di una pluralità di rispettive pale rotoriche 15. Similarly, the gas turbine 5 comprises a stator portion (not shown in the attached figure 2) comprising a blade housing and a plurality of stator blades, and a rotor portion 13, comprising a plurality of rotor rings 14 side by side and keyed onto the shaft 8 (in figure 2 only some of the rotor rings 14 are visible), each of which is provided with a plurality of respective rotor blades 15.

L’anello rotorico 14a disposto in prossimità della camera di combustione 4 presenta una faccia esterna 16 affacciata alla camera di combustione 4. Lungo la faccia esterna 16, l’anello rotorico 14a è provvisto di una sede anulare 17, la quale ha una sezione sostanzialmente conformata a coda di rondine e presenta due bordi anulari periferici 18 (meglio visibili in figura 4). The rotor ring 14a arranged near the combustion chamber 4 has an external face 16 facing the combustion chamber 4. Along the external face 16, the rotor ring 14a is provided with an annular seat 17, which has a substantially cross section dovetail-shaped and has two peripheral annular edges 18 (better visible in Figure 4).

La sede anulare 17 è impegnata da una pluralità di elementi rotorici di bilanciamento 19 disposti l’uno accanto all’altro ed atti ad attenuare le vibrazioni determinate dalla rotazione della porzione rotorica 13 della turbina a gas 5. The annular seat 17 is engaged by a plurality of balancing rotor elements 19 arranged next to each other and adapted to attenuate the vibrations caused by the rotation of the rotor portion 13 of the gas turbine 5.

In particolare, gli elementi rotorici di bilanciamento 19 hanno una forma sostanzialmente rettangolare e possono avere pesi differenti a seconda delle esigenze di bilanciamento. In particular, the balancing rotor elements 19 have a substantially rectangular shape and can have different weights according to the balancing requirements.

La camera di combustione 4 comprende una zona di combustione (non illustrata per semplicità nelle figure allegate) ed un diffusore 21 atto a convogliare l’aria compressa proveniente dal compressore 3 verso la zona di combustione. The combustion chamber 4 includes a combustion area (not illustrated for simplicity in the attached figures) and a diffuser 21 designed to convey the compressed air coming from the compressor 3 towards the combustion area.

In particolare, la camera di combustione 4 presenta una faccia anulare 22 (meglio visibile in figura 3) affacciata all’ultimo anello rotorico 10a del compressore 3 e disposta al di sotto dell’ingresso del diffusore 21 ed una faccia anulare 23 (meglio visibile in figura 4), opposta lungo l’asse A alla faccia anulare 22, la quale è affacciata all’anello rotorico 14a della turbina a gas 5. In particular, the combustion chamber 4 has an annular face 22 (better visible in Figure 3) facing the last rotor ring 10a of the compressor 3 and arranged below the inlet of the diffuser 21 and an annular face 23 (better visible in figure 4), opposite along the axis A to the annular face 22, which faces the rotor ring 14a of the gas turbine 5.

Nell’esempio non limitativo qui descritto ed illustrato, la faccia anulare 22 presenta una rientranza 24. In the non-limiting example described and illustrated here, the annular face 22 has a recess 24.

Il metodo di manutenzione dell’impianto 1 secondo la presente invenzione prevede sostanzialmente di spostare in direzione assiale la camera di combustione 4 rispetto all’albero 8 per accedere a parti altrimenti non accessibili della turbina a gas 5 e/o della camera di combustione 4 e/o del compressore 3. Per parti altrimenti non accessibili si intendono, qui e nel seguito, parti dell’impianto 1 che non sono accessibili attraverso la rimozione delle sole porzioni statoriche della turbina a gas 5 e del compressore 3. The maintenance method of the plant 1 according to the present invention substantially provides for moving the combustion chamber 4 in an axial direction with respect to the shaft 8 to access otherwise inaccessible parts of the gas turbine 5 and / or of the combustion chamber 4 and / or of the compressor 3. By parts otherwise not accessible we mean, here and hereinafter, parts of the system 1 which are not accessible through the removal of only the stator portions of the gas turbine 5 and of the compressor 3.

In particolare, il metodo prevede di smontare le porzioni statoriche del compressore 3 e della turbina a gas 5, di bloccare i movimenti in direzione radiale della camera di combustione 4 attraverso un attrezzo di bloccaggio (non illustrato nelle figure allegate) disposto tra la turbina a gas 5 e la camera di combustione 4, e di spostare l’assieme comprendente le porzioni rotoriche 9 e 13, l’albero 8 e la camera di combustione 4 in una posizione di manutenzione. In particular, the method provides for disassembling the stator portions of the compressor 3 and of the gas turbine 5, for blocking the movements in the radial direction of the combustion chamber 4 by means of a locking tool (not shown in the attached figures) arranged between the turbine a gas 5 and the combustion chamber 4, and to move the assembly comprising the rotor portions 9 and 13, the shaft 8 and the combustion chamber 4 to a maintenance position.

In particolare, la fase di spostare tale assieme in una posizione di manutenzione prevede di sollevare tale assieme e di posare le estremità opposte dell’albero 8 su rispettivi appoggi (non illustrati per semplicità), in modo tale che l’albero 8 sia sostanzialmente orizzontale. In particular, the step of moving this assembly into a maintenance position involves lifting this assembly and placing the opposite ends of the shaft 8 on respective supports (not shown for simplicity), so that the shaft 8 is substantially horizontal. .

Successivamente, il metodo prevede di spostare la camera di combustione 4 in direzione assiale rispetto all’albero 8. Preferibilmente, la camera di combustione 4 viene spostata assialmente verso il compressore 3 in modo da generare un spazio 25 (visibile in figura 4) di manovra tra la camera di combustione 4 e la turbina a gas 5. Subsequently, the method provides for moving the combustion chamber 4 in an axial direction with respect to the shaft 8. Preferably, the combustion chamber 4 is moved axially towards the compressor 3 so as to generate a space 25 (visible in Figure 4) for maneuvering between the combustion chamber 4 and the gas turbine 5.

Con riferimento alla figura 3, tale operazione prevede sostanzialmente di fissare almeno un pattino 26 alla faccia anulare 22 della camera di combustione 4, di sollevare la camera di combustione 4 in modo tale da evitare sostanzialmente il contatto tra la camera di combustione 4 e l’albero 8 e di traslare la camera di combustione 4 rispetto all’albero 8 in direzione assiale. With reference to Figure 3, this operation substantially provides for fixing at least one shoe 26 to the annular face 22 of the combustion chamber 4, for raising the combustion chamber 4 in such a way as to substantially avoid contact between the combustion chamber 4 and the shaft 8 and to translate the combustion chamber 4 with respect to the shaft 8 in the axial direction.

Preferibilmente, il metodo prevede di utilizzare tre pattini 26, ciascuno dei quali è definito da un elemento ad arco di circonferenza provvisto di una faccia 27 rivestita di un materiale antifrizione. La faccia 27 è, in uso, sostanzialmente a contatto con l’albero 8 per favorire lo scorrimento della camera di combustione 4 rispetto all’albero 8. Preferably, the method provides for the use of three shoes 26, each of which is defined by a circumferential arc element provided with a face 27 coated with an anti-friction material. The face 27 is, in use, substantially in contact with the shaft 8 to facilitate the sliding of the combustion chamber 4 with respect to the shaft 8.

Ciascun pattino 26 è fissato alla faccia anulare 22 tramite una vite di bloccaggio 28, atta ad essere inserita in uno della pluralità di fori 29 della faccia anulare 22, e presenta una forma tale da consentire il massimo spostamento verso il compressore 3. Each shoe 26 is fixed to the annular face 22 by means of a locking screw 28, able to be inserted in one of the plurality of holes 29 of the annular face 22, and has a shape such as to allow maximum displacement towards the compressor 3.

Nell’esempio qui descritto ed illustrato, i pattini 26 sono disposti equidistanti lungo la faccia anulare 22 ed hanno una sezione sostanzialmente conformata a “L” in modo da occupare la rientranza 24 della faccia anulare 22. In the example described and illustrated here, the shoes 26 are arranged equidistant along the annular face 22 and have a substantially L-shaped section so as to occupy the recess 24 of the annular face 22.

Preferibilmente, la faccia 27 di ciascun pattino 26 è rivestita con una striscia 30 di materiale antifrizione, la quale è fissata alla faccia 27 tramite viti 31. Preferably, the face 27 of each shoe 26 is coated with a strip 30 of anti-friction material, which is fixed to the face 27 by means of screws 31.

Dopo aver spostato assialmente la camera di combustione 4, il metodo prevede di accedere alle porzioni di impianto 1 rese accessibili tramite lo spostamento della camera di combustione 4 e di eseguire i necessari interventi di ispezione, ripristino e sostituzione. After moving the combustion chamber 4 axially, the method provides for access to the portions of the system 1 made accessible by moving the combustion chamber 4 and for carrying out the necessary inspection, restoration and replacement operations.

In particolare, il metodo prevede di sostituire uno o più elementi rotorici di bilanciamento 19 difettosi o danneggiati con elementi rotorici di bilanciamento di ricambio. Tale operazione prevede la rimozione degli elementi rotorici di bilanciamento 19 difettosi, l’inserimento nella sede anulare 17 degli elementi rotorici di bilanciamento di ricambio ed il fissaggio degli elementi rotorici di bilanciamento di ricambio alla sede anulare 17. In particular, the method provides for replacing one or more defective or damaged balancing rotor elements 19 with spare balancing rotor elements. This operation involves the removal of the defective rotor balancing elements 19, the insertion in the annular seat 17 of the replacement rotor balancing elements and the fixing of the replacement rotor balancing elements to the annular seat 17.

Con riferimento alle figure 4 e 5, la fase di fissaggio degli elementi rotorici di bilanciamento di ricambio alla sede anulare 17 prevede di deformare plasticamente i bordi anulari periferici 18 della sede anulare 17 per bloccare gli elementi rotorici di bilanciamento di ricambio in essa alloggiati. Tale deformazione plastica viene condotta tramite un attrezzo 33. With reference to Figures 4 and 5, the step of securing the replacement rotor balancing elements to the annular seat 17 provides for plastically deforming the peripheral annular edges 18 of the annular seat 17 to lock the replacement rotor balancing elements housed therein. This plastic deformation is carried out by means of a tool 33.

L’attrezzo 33 comprende un corpo principale 34 provvisto di un impugnatura 35, di due fori 36 filettati e di due distanziali 37 regolabili. The tool 33 comprises a main body 34 equipped with a handle 35, two threaded holes 36 and two adjustable spacers 37.

In particolare, i fori 36 sono allineati e disposti ad una distanza pari alla distanza radiale che intercorre tra i bordi anulari periferici 18 della sede anulare 17 dell’anello rotorico 14a della turbina a gas 5. In particular, the holes 36 are aligned and arranged at a distance equal to the radial distance between the peripheral annular edges 18 of the annular seat 17 of the rotor ring 14a of the gas turbine 5.

Ciascun distanziale 37 è definito da una vite filettata 38 e da un dado di bloccaggio 39. Each spacer 37 is defined by a threaded screw 38 and a locking nut 39.

L’attrezzo 33 comprende, inoltre, un perno filettato 40, provvisto di una testa 41, alla quale è fissato un elemento appuntito 42. L’elemento appuntito 42 presenta una punta arrotondata in modo tale da deformare plasticamente il rispettivo bordo anulare senza generare incisioni. The tool 33 also comprises a threaded pin 40, provided with a head 41, to which a pointed element 42 is fixed. The pointed element 42 has a rounded tip in such a way as to plastically deform the respective annular edge without generating incisions. .

Preferibilmente, l’elemento appuntito 42 è realizzato in acciaio temprato. Preferably, the pointed element 42 is made of hardened steel.

La fase di deformare plasticamente i bordi anulari periferici 18 prevede di regolare i distanziali 37 in modo tale che una volta inserito l’attrezzo 33 tra la camera di combustione 4 e l’anello rotorico 14a della turbina a gas 5 i fori 36 siano affacciati ai rispettivi bordi anulari periferici 18, inserire l’attrezzo 33 nello spazio 25 compreso tra la camera di combustione 4 e l’anello rotorico 14a della turbina a gas 5 in modo tale che i distanziali 37 siano appoggiati all’albero 8 e che l’elemento appuntito 42 sia sostanzialmente a contatto con il rispettivo bordo anulare 18, avvitare tramite apposito utensile il perno filettato 40 per ribadire l’elemento appuntito 42 contro il rispettivo bordo anulare 18. The step of plastically deforming the peripheral annular edges 18 involves adjusting the spacers 37 so that once the tool 33 has been inserted between the combustion chamber 4 and the rotor ring 14a of the gas turbine 5, the holes 36 face the respective peripheral annular edges 18, insert the tool 33 into the space 25 between the combustion chamber 4 and the rotor ring 14a of the gas turbine 5 so that the spacers 37 rest on the shaft 8 and that the element 42 is substantially in contact with the respective annular edge 18, screw the threaded pin 40 using a suitable tool to rivet the pointed element 42 against the respective annular edge 18.

Vantaggiosamente, il metodo secondo la presente invenzione evita lo smontaggio degli anelli rotorici 14 della turbina a gas 5 per eseguire operazioni di manutenzione nelle zone non accessibili tramite lo smontaggio della sola porzione statorica della turbina a gas 5, ad esempio la sede anulare 17 dell’anello rotorico 14a della turbina a gas 5. Advantageously, the method according to the present invention avoids the disassembly of the rotor rings 14 of the gas turbine 5 to carry out maintenance operations in the areas not accessible by disassembling only the stator portion of the gas turbine 5, for example the annular seat 17 of the gas turbine 5. gas turbine rotor ring 14a 5.

Risulta infine evidente che al metodo e all’attrezzo qui descritto possono essere apportate modifiche e varianti senza uscire dall’ambito delle rivendicazioni allegate. Finally, it is clear that modifications and variations can be made to the method and tool described here without departing from the scope of the attached claims.

Claims (10)

RIVENDICAZIONI 1. Metodo di manutenzione per un impianto (1) a turbina a gas; l’impianto (1) comprendendo una turbina a gas (5) ed un compressore (3), i quali sono collegati da un albero (8) che ruota attorno ad un asse longitudinale (A), ed una camera di combustione (4), la quale si estende attorno all’albero (8) tra il compressore (3) e la turbina a gas (5); il metodo essendo caratterizzato dal fatto di comprendere la fase di spostare in direzione assiale la camera di combustione (4) rispetto all’albero (8) per accedere a parti altrimenti non accessibili della turbina a gas (5) e/o della camera di combustione (4) e/o del compressore (3). CLAIMS 1. Maintenance method for a gas turbine plant (1); the plant (1) comprising a gas turbine (5) and a compressor (3), which are connected by a shaft (8) which rotates around a longitudinal axis (A), and a combustion chamber (4) , which extends around the shaft (8) between the compressor (3) and the gas turbine (5); the method being characterized in that it comprises the step of moving the combustion chamber (4) in an axial direction with respect to the shaft (8) to access otherwise inaccessible parts of the gas turbine (5) and / or the combustion chamber (4) and / or the compressor (3). 2. Metodo secondo la rivendicazione 1, comprendente la fase di riparare le parti altrimenti non accessibili della turbina a gas (5) e/o della camera di combustione (4) e/o del compressore (3). The method according to claim 1, comprising the step of repairing the otherwise inaccessible parts of the gas turbine (5) and / or the combustion chamber (4) and / or the compressor (3). 3. Metodo secondo la rivendicazione 2, in cui la fase di riparare le parti altrimenti non accessibili comprende la fase di sostituire elementi rotorici di bilanciamento (19) difettosi o danneggiati con elementi rotorici di bilanciamento di ricambio; gli elementi rotorici di bilanciamento (19) essendo alloggiati in una sede anulare (17) della turbina a gas (5). The method according to claim 2, wherein the step of repairing the otherwise inaccessible parts comprises the step of replacing defective or damaged balancing rotor elements (19) with replacement balancing rotor elements; the balancing rotor elements (19) being housed in an annular seat (17) of the gas turbine (5). 4. Metodo secondo la rivendicazione 3, in cui la fase di riparare le parti altrimenti non accessibili comprende la fase di deformare plasticamente bordi anulari periferici (18) della sede anulare (17) per bloccare gli elementi rotorici di bilanciamento di ricambio in essa alloggiati. Method according to claim 3, wherein the step of repairing the otherwise inaccessible parts comprises the step of plastically deforming peripheral annular edges (18) of the annular seat (17) to lock the spare balancing rotor elements housed therein. 5. Metodo secondo la rivendicazione 4, in cui la fase di deformare plasticamente i bordi anulari periferici (18) viene condotta tramite un attrezzo (33) comprendente un corpo principale (34) provvisto di almeno un elemento appuntito (42), il quale è mobile in direzione assiale per deformare plasticamente almeno un rispettivo bordo anulare periferico (18). Method according to claim 4, in which the step of plastically deforming the peripheral annular edges (18) is carried out by means of a tool (33) comprising a main body (34) provided with at least one pointed element (42), which is movable in the axial direction to plastically deform at least one respective peripheral annular edge (18). 6. Metodo secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, in cui la fase di spostare in direzione assiale la camera di combustione (4) comprende le fasi di: - sollevare la camera di combustione (4) in modo da sostanzialmente evitare il contatto tra la camera di combustione (4) e l’albero (8); - spostare la camera di combustione (4) rispetto all’albero (8) in direzione assiale. Method according to any one of the preceding claims, wherein the step of moving the combustion chamber (4) in the axial direction comprises the steps of: - lift the combustion chamber (4) so as to substantially avoid contact between the combustion chamber (4) and the shaft (8); - move the combustion chamber (4) with respect to the shaft (8) in the axial direction. 7. Metodo secondo la rivendicazione 6, in cui la fase di spostare in direzione assiale la camera di combustione (4) comprende la fase di applicare almeno un pattino (26) tra la camera di combustione (4) e l’albero (8). Method according to claim 6, wherein the step of moving the combustion chamber (4) in the axial direction comprises the step of applying at least one shoe (26) between the combustion chamber (4) and the shaft (8) . 8. Metodo secondo la rivendicazione 7, in cui il pattino (26) è definito da un elemento ad arco di circonferenza provvisto di una faccia (27) rivestita con un materiale antifrizione. Method according to claim 7, wherein the shoe (26) is defined by a circumferential arc element provided with a face (27) coated with an anti-friction material. 9. Attrezzo per la manutenzione di un impianto (1) a turbina a gas comprendente un corpo principale (34) ed almeno un elemento appuntito (42), il quale è mobile in direzione assiale per deformare plasticamente un rispettivo bordo anulare periferico (18). 9. Tool for the maintenance of a gas turbine system (1) comprising a main body (34) and at least one pointed element (42), which is movable in the axial direction to plastically deform a respective peripheral annular edge (18) . 10. Attrezzo secondo la rivendicazione 9, in cui il corpo principale (34) comprende almeno un foro filettato (36), atto ad alloggiare un perno filettato (40), il quale supporta ad una estremità l’elemento appuntito (42).10. Tool according to claim 9, in which the main body (34) includes at least one threaded hole (36), suitable for housing a threaded pin (40), which supports the pointed element (42) at one end.