KR102320481B1 - Coupling structure for gas turbine and gas turbine comprising the same - Google Patents

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Abstract

본 발명은, 압축기 디스크와 터빈 디스크를 체결시키기 위한 가스터빈용 체결구조물에 있어서, 상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 관통하는 타이로드; 및 상기 터빈 디스크의 후방에 설치되며, 상기 타이로드에 체결되어 상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 체결시키는 타이너트를 포함하되, 상기 터빈 디스크는, 상기 타이너트 측 단부의 내주면에 삽입홈이 형성되며, 상기 타이너트는, 너트본체와, 상기 너트본체로부터 전방으로 돌출되며, 상기 삽입홈으로 삽입되고, 외주면이 상기 삽입홈의 내벽과 이격되도록 배치되는 삽입부재를 포함하는 가스터빈용 체결구조물을 제공한다.
본 발명에 따른 가스터빈용 체결구조물 및 이를 포함하는 가스터빈에 의하면, 터빈 디스크에 형성된 삽입홈에 삽입되는 타이너트의 삽입부재가, 그 외주면이 삽입홈의 내벽과 이격되도록 배치됨으로써, 타이너트의 나사산 전단 측 부위에 응력이 집중되던 것을 나사산의 전 부위로 골고루 분산시켜 타이너트의 나사산이 손상되는 것을 방지함은 물론, 타이너트의 구조적 안정성을 향상시킬 수 있으며, 터빈 디스크와 타이너트의 접촉 면적을 최소화하여 제품의 가공 시간 및 조립 후 검사에 소요되는 시간을 절감할 수 있다.The present invention provides a fastening structure for a gas turbine for fastening a compressor disk and a turbine disk, comprising: a tie rod passing through the compressor disk and the turbine disk; and a tie nut installed at the rear of the turbine disk and fastened to the tie rod to fasten the compressor disk and the turbine disk, wherein the turbine disk has an insertion groove formed on an inner peripheral surface of an end of the tie nut side, The tie nut provides a fastening structure for a gas turbine including a nut body and an insertion member protruding forward from the nut body, inserted into the insertion groove, and an outer circumferential surface of which is spaced apart from an inner wall of the insertion groove. .
According to the fastening structure for a gas turbine and a gas turbine including the same according to the present invention, the insert member of the tie nut to be inserted into the insertion groove formed in the turbine disk is disposed such that the outer peripheral surface thereof is spaced apart from the inner wall of the insertion groove. By evenly distributing the stress concentration in the front part of the thread to the entire part of the thread, it is possible to prevent damage to the thread of the tie nut, as well as improve the structural stability of the tie nut, and the contact area between the turbine disk and the tie nut By minimizing

Description

가스터빈용 체결구조물 및 이를 포함하는 가스터빈{Coupling structure for gas turbine and gas turbine comprising the same}Coupling structure for gas turbine and gas turbine comprising the same

본 발명은 가스터빈용 체결구조물 및 이를 포함하는 가스터빈에 관한 것으로, 더욱 상세하게는, 압축기 디스크와 터빈 디스크를 체결시키기 위한 가스터빈용 체결구조물 및 이를 포함하는 가스터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a fastening structure for a gas turbine and a gas turbine including the same, and more particularly, to a fastening structure for a gas turbine for fastening a compressor disk and a turbine disk, and a gas turbine including the same.

일반적으로, 가스터빈은 압축기와 연소기와 터빈으로 구성된다.In general, a gas turbine is composed of a compressor, a combustor, and a turbine.

압축기는 압축기 케이싱 내에 다수개의 압축기 베인과 압축기 블레이드가 교대로 배치된다. 그리고 압축기는 압축기 입구 스크롤 스트럿(Compressor inlet scroll strut)을 통해 외부의 공기를 흡입한다. 이렇게 흡입된 공기는 압축기의 내부를 통과하면서 상기 압축기 베인과 압축기 블레이드에 의해 압축된다.In the compressor, a plurality of compressor vanes and compressor blades are alternately arranged in a compressor casing. And the compressor sucks in the outside air through the compressor inlet scroll strut. The sucked air is compressed by the compressor vanes and the compressor blades while passing through the inside of the compressor.

연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축공기를 공급받아 연료와 혼합시킨다. 또한 연소기는 압축공기와 혼합된 연료를 점화기로 점화하여 고온고압의 연소가스를 생성한다. 이와 같이 생성된 연소가스는 터빈으로 공급된다.The combustor receives compressed air compressed from the compressor and mixes it with fuel. In addition, the combustor ignites fuel mixed with compressed air with an igniter to generate high-temperature and high-pressure combustion gas. The combustion gas thus generated is supplied to the turbine.

터빈은 터빈 케이싱 내에 복수개의 터빈 베인과 터빈 블레이드가 교대로 배치된다. 그리고 터빈은 연소기에서 생성된 연소가스를 공급받아 내부로 통과시킨다. 터빈의 내부를 통과하는 연소가스는 터빈 블레이드를 회전시키게 되고, 터빈의 내부를 완전히 통과하게 된 연소가스는 터빈 디퓨저를 통해 외부로 토출되게 된다.In the turbine, a plurality of turbine vanes and turbine blades are alternately arranged in a turbine casing. And the turbine receives the combustion gas generated in the combustor and passes it inside. The combustion gas passing through the inside of the turbine rotates the turbine blades, and the combustion gas completely passing through the inside of the turbine is discharged to the outside through the turbine diffuser.

가스터빈은 타이로드(Tie rod) 및 타이너트(Tie nut)를 더 포함한다. 상기 타이로드는, 압축기 블레이드가 외주면에 결합되는 압축기 디스크와, 터빈 블레이드가 외주면에 결합되는 터빈 디스크의 중심부를 관통하도록 설치된다. 상기 타이너트는, 타이로드에 체결되어 상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 조여준다. 이에 따라 상기 타이로드 및 상기 타이너트는, 압축기 디스크와 터빈 디스크가 가스터빈의 내부에서 서로 고정될 수 있도록 한다.The gas turbine further includes a tie rod and a tie nut. The tie rod is installed so as to penetrate the compressor disk to which the compressor blade is coupled to the outer circumferential surface and the central portion of the turbine disk to which the turbine blade is coupled to the outer circumferential surface. The tie nut is fastened to the tie rod to tighten the compressor disk and the turbine disk. Accordingly, the tie rod and the tie nut allow the compressor disk and the turbine disk to be fixed to each other inside the gas turbine.

이와 같은 가스터빈은, 4행정 기관의 피스톤과 같은 왕복운동 기구가 없기 때문에, 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적다. 따라서 가스터빈은, 왕복운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되며, 고속운동이 가능하여 고용량의 전력을 생성할 수 있다는 장점이 있다.Since such a gas turbine does not have a reciprocating mechanism such as a piston of a four-stroke engine, there is no mutual friction part such as a piston-cylinder and consumption of lubricating oil is extremely small. Accordingly, the gas turbine has advantages in that the amplitude, which is a characteristic of a reciprocating machine, is greatly reduced, and high-speed motion is possible to generate a high capacity of electric power.

한편, 종래의 가스터빈에 의하면, 터빈 디스크의 후단 측과 접하는 타이너트(Tie Nut)의 나사산 앞쪽 부위에 과도한 응력이 집중됨에 따라, 타이너트의 앞쪽 나사산이 손상되는 문제가 있다. 또한, 종래의 가스터빈에 의하면, 터빈 디스크와 타이너트의 경사면으로 접촉면적이 넓어, 부품의 정밀 가공 시간 및 조립 후 접합면 검사 시간이 과도하게 소요되는 문제가 있다.On the other hand, according to the conventional gas turbine, as excessive stress is concentrated on the thread front portion of the tie nut in contact with the rear end side of the turbine disk, there is a problem in that the front thread of the tie nut is damaged. In addition, according to the conventional gas turbine, since the contact area is wide due to the inclined surface of the turbine disk and the tie nut, there is a problem in that the precision processing time of the parts and the bonding surface inspection time after assembly are excessively required.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 창출된 것으로서, 터빈 디스크와 타이너트의 접촉면의 구조를 변경하여, 타이너트에 가해지는 응력분포를 분산시키고, 체결 후 타이너트와 디스크의 중심을 자동으로 일치시키며, 부품의 가공 시간 및 조립 후 검사 시간을 절감하는 가스터빈용 체결구조물 및 이를 포함하는 가스터빈을 제공하는 데 목적이 있다.The present invention was created to solve the above problems, and by changing the structure of the contact surface between the turbine disk and the tie nut, the stress distribution applied to the tie nut is dispersed, and the center of the tie nut and the disk is automatically adjusted after fastening. An object of the present invention is to provide a fastening structure for a gas turbine and a gas turbine including the same, which reduce the processing time of parts and the inspection time after assembly.

본 발명은, 압축기 디스크와 터빈 디스크를 체결시키기 위한 가스터빈용 체결구조물에 있어서, 상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 관통하는 타이로드; 및 상기 터빈 디스크의 후방에 설치되며, 상기 타이로드에 체결되어 상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 체결시키는 타이너트를 포함하되, 상기 터빈 디스크는, 상기 타이너트 측 단부의 내주면에 삽입홈이 형성되며, 상기 타이너트는, 너트본체와, 상기 너트본체로부터 전방으로 돌출되며, 상기 삽입홈으로 삽입되고, 외주면이 상기 삽입홈의 내벽과 이격되도록 배치되는 삽입부재를 포함하는 가스터빈용 체결구조물을 제공한다.The present invention provides a fastening structure for a gas turbine for fastening a compressor disk and a turbine disk, comprising: a tie rod passing through the compressor disk and the turbine disk; and a tie nut installed at the rear of the turbine disk and fastened to the tie rod to fasten the compressor disk and the turbine disk, wherein the turbine disk has an insertion groove formed on an inner peripheral surface of an end of the tie nut side, The tie nut provides a fastening structure for a gas turbine including a nut body and an insertion member protruding forward from the nut body, inserted into the insertion groove, and an outer circumferential surface of which is spaced apart from an inner wall of the insertion groove. .

또한, 본 발명은, 외부로부터 공기가 흡입되는 압축기 케이싱과, 상기 압축기 케이싱의 내부에 배치되는 압축기 디스크와, 상기 압축기 디스크의 반경방향 외측에 설치되는 압축기 블레이드와, 상기 압축기 케이싱의 내주면에 설치되는 압축기 베인을 포함하는 압축기; 상기 압축기로부터 압축된 공기를 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기; 상기 연소기로부터 공급받은 연소가스가 내부로 통과되는 터빈 케이싱과, 상기 터빈 케이싱의 내부에 배치되는 터빈 디스크와, 상기 터빈 디스크의 반경방향 외측에 설치되는 터빈 블레이드와, 상기 터빈 케이싱의 내주면에 설치되는 터빈 베인을 포함하는 터빈; 및 상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 체결시키는 체결구조물을 포함하되, 상기 체결구조물은, 상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 관통하는 타이로드; 및 상기 터빈 디스크의 후방에 설치되며, 상기 타이로드에 체결되어 상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 체결시키는 타이너트를 포함하며, 상기 터빈 디스크는, 상기 타이너트 측 단부의 내주면에 삽입홈이 형성되고, 상기 타이너트는, 너트본체와, 상기 너트본체로부터 전방으로 돌출되며, 상기 삽입홈으로 삽입되고, 외주면이 상기 삽입홈의 내벽과 이격되도록 배치되는 삽입부재를 포함하는 가스터빈을 제공한다.In addition, the present invention provides a compressor casing in which air is sucked from the outside, a compressor disk disposed inside the compressor casing, a compressor blade installed on a radially outer side of the compressor disk, and an inner circumferential surface of the compressor casing. a compressor comprising a compressor vane; a combustor for mixing and burning the compressed air from the compressor with fuel; A turbine casing through which the combustion gas supplied from the combustor passes therein; a turbine disk disposed inside the turbine casing; a turbine comprising turbine vanes; and a fastening structure for fastening the compressor disk and the turbine disk, wherein the fastening structure includes: a tie rod passing through the compressor disk and the turbine disk; and a tie nut installed at the rear of the turbine disk and fastened to the tie rod to fasten the compressor disk and the turbine disk, wherein the turbine disk has an insertion groove formed on an inner circumferential surface of an end of the tie nut side, The tie nut provides a gas turbine including a nut body and an insertion member that protrudes forward from the nut body, is inserted into the insertion groove, and has an outer circumferential surface spaced apart from an inner wall of the insertion groove.

상기 삽입부재는, 외주면에 상기 삽입홈의 내벽과 접하는 센터링면이 형성된다.The insertion member is formed with a centering surface in contact with the inner wall of the insertion groove on the outer peripheral surface.

상기 너트본체는, 전면(Front-surface)이 상기 터빈 디스크의 후면(Rear-surface)과 접하도록 배치된다.The nut body is disposed such that a front-surface is in contact with a rear-surface of the turbine disk.

상기 삽입부재는, 전후방향을 기준으로 하였을 때의 길이가 상기 삽입홈의 길이보다 짧다.The length of the insertion member in the front-back direction is shorter than the length of the insertion groove.

본 발명에 따른 가스터빈용 체결구조물 및 이를 포함하는 가스터빈에 의하면, 터빈 디스크에 형성된 삽입홈에 삽입되는 타이너트의 삽입부재가, 그 외주면이 삽입홈의 내벽과 이격되도록 배치됨으로써, 타이너트의 나사산 전단 측 부위에 응력이 집중되던 것을 나사산의 전 부위로 골고루 분산시켜 타이너트의 나사산이 손상되는 것을 방지함은 물론, 타이너트의 구조적 안정성을 향상시킬 수 있으며, 터빈 디스크와 타이너트의 접촉 면적을 최소화하여 제품의 가공 시간 및 조립 후 검사에 소요되는 시간을 절감할 수 있다.According to the fastening structure for a gas turbine according to the present invention and a gas turbine including the same, the insert member of the tie nut to be inserted into the insertion groove formed in the turbine disk is disposed so that the outer peripheral surface thereof is spaced apart from the inner wall of the insertion groove, so that the tie nut is By evenly distributing the stress concentration in the front part of the thread to all parts of the thread, it is possible to prevent damage to the thread of the tie nut, as well as improve the structural stability of the tie nut, and the contact area between the turbine disk and the tie nut By minimizing

도 1은 본 발명에 따른 가스터빈의 단면도이다.
도 2는 도 1에 나타낸 A 부분의 확대도이다.
도 3은 도 2에 나타낸 B 부분의 확대도이다.1 is a cross-sectional view of a gas turbine according to the present invention.
FIG. 2 is an enlarged view of part A shown in FIG. 1 .
FIG. 3 is an enlarged view of part B shown in FIG. 2 .

본 발명은 도면에 도시된 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 다른 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 청구범위의 기술적 사상에 의하여 정해져야 할 것이다.Although the present invention has been described with reference to the embodiments shown in the drawings, which are merely exemplary, those skilled in the art will understand that various modifications and equivalent other embodiments are possible therefrom. Therefore, the true technical protection scope of the present invention should be determined by the technical spirit of the appended claims.

이하, 도 1 내지 도 3을 참조하여, 본 발명에 따른 가스터빈용 체결구조물(1000) 및 이를 포함하는 가스터빈(100)의 실시예에 대해서 도면을 참조하여 설명하도록 한다.Hereinafter, with reference to FIGS. 1 to 3 , an embodiment of the fastening structure 1000 for a gas turbine according to the present invention and a gas turbine 100 including the same will be described with reference to the drawings.

도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 가스터빈(100)은 압축기(110), 연소기(120) 및 터빈(130)을 포함한다. 기체(압축공기 또는 연소가스)의 유동방향을 기준으로 하였을 때, 가스터빈(100)의 상류 측에는 압축기(110)가 배치되고 하류 측에는 터빈(130)이 배치된다. 그리고 압축기(110)와 터빈(130) 사이에는 연소기(120)가 배치된다.Referring to FIG. 1 , a gas turbine 100 according to the present invention includes a compressor 110 , a combustor 120 , and a turbine 130 . Based on the flow direction of the gas (compressed air or combustion gas), the compressor 110 is disposed on the upstream side of the gas turbine 100 and the turbine 130 is disposed on the downstream side. And the combustor 120 is disposed between the compressor 110 and the turbine 130 .

압축기(110)는 압축기 케이싱(111) 내부에 압축기 베인(114)과 압축기 로터(112,113)를 수용하며, 터빈(130)은 터빈 케이싱(131) 내부에 터빈 베인(134)과 터빈 로터(132,133)를 수용한다. 이러한 압축기 베인(114)과 압축기 로터(112,113)는 압축공기의 유동방향을 따라 다단(Multi-stage)으로 배치되며, 터빈 베인(134)과 터빈 로터(132,133) 역시 연소가스의 유동방향을 따라 다단으로 배치된다. 이때, 압축기(110)는 흡입된 공기가 압축될 수 있게 전단(Front-stage)에서 후단(Rear-stage) 측으로 갈수록 내부공간이 줄어들며, 반대로 터빈(130)은 연소기로부터 공급받은 연소가스가 팽창될 수 있게 전단에서 후단 측으로 갈수록 내부공간이 커지는 구조로 설계된다.The compressor 110 accommodates the compressor vanes 114 and the compressor rotors 112 and 113 in the compressor casing 111 , and the turbine 130 includes the turbine vanes 134 and the turbine rotors 132 and 133 in the turbine casing 131 . accept the The compressor vanes 114 and the compressor rotors 112 and 113 are arranged in multi-stages along the flow direction of the compressed air, and the turbine vanes 134 and the turbine rotors 132 and 133 are also multi-staged along the flow direction of the combustion gas. is placed as At this time, in the compressor 110, the internal space decreases from the front-stage to the rear-stage side so that the sucked air can be compressed. It is designed in such a way that the internal space increases from the front end to the rear end.

한편, 압축기(110)의 최후단부 측에 위치한 압축기 로터(112,113)와, 터빈(130)의 최전단부 측에 위치한 터빈 로터(132,133) 사이에는, 터빈(130)에서 발생된 회전토크를 상기 압축기(110)로 전달하는 토크 전달부재로서의 토크튜브가 배치된다. 상기 토크튜브는 도 1에 도시된 바와 같이 총 3개의 단으로 이루어지는 복수개의 토크튜브 디스크로 구성될 수 있으나, 이는 본 발명의 여러 실시예 중 하나에 불과하며, 상기 토크튜브는 4개 이상의 단 또는 2개 이하의 단으로 이루어지는 복수개의 토크튜브 디스크로 구성될 수도 있다.On the other hand, between the compressor rotors 112 and 113 located at the rearmost end of the compressor 110 and the turbine rotors 132 and 133 located at the frontmost end of the turbine 130 , the rotational torque generated by the turbine 130 is applied to the compressor. A torque tube as a torque transmission member for transmitting to 110 is disposed. The torque tube may be composed of a plurality of torque tube disks consisting of a total of three stages as shown in FIG. 1, but this is only one of several embodiments of the present invention, and the torque tube has four or more stages or It may be composed of a plurality of torque tube disks consisting of two or less stages.

상기 압축기 로터(112,113)는, 압축기 디스크(112)와 압축기 블레이드(113)를 포함한다. 상기 압축기 케이싱(111)의 내부에는 복수개(예를 들어 14매)의 압축기 디스크(112)가 구비되고, 상기 각각의 압축기 디스크(112)들은 타이로드(1100)에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결된다. 더욱 상세하게는, 상기 각각의 압축기 디스크(112)는 중심부가 상기 타이로드(1100)에 의해 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬된다. 그리고 인접하는 각각의 압축기 디스크(112)는 대향하는 면이 상기 타이로드(1100)에 의해 압착되어, 서로 상대적인 회전을 할 수 없도록 배치된다.The compressor rotors 112 and 113 include a compressor disk 112 and a compressor blade 113 . A plurality of (for example, 14) compressor disks 112 are provided inside the compressor casing 111 , and each of the compressor disks 112 is fastened so as not to be spaced apart in the axial direction by the tie rod 1100 . do. More specifically, the respective compressor disks 112 are aligned along the axial direction with each other in a state where the central portion is penetrated by the tie rod 1100 . In addition, each of the adjacent compressor disks 112 is disposed so that the opposing surfaces are compressed by the tie rod 1100 so that they cannot rotate relative to each other.

상기 압축기 디스크(112)의 외주면에는 복수개의 압축기 블레이드(113)가 방사상으로 결합된다. 또한, 상기 압축기 블레이드(113)의 사이에는, 동일한 단(Stage)을 기준으로 하였을 때 상기 압축기 케이싱(111)의 내주면에 환상으로 설치되는 복수개의 압축기 베인(114)이 각각 배치된다. 상기 압축기 베인(114)은 상기 압축기 디스크와(112)는 달리 회전하지 않도록 고정된 상태를 유지하며, 압축기 블레이드(113)를 통과한 압축공기의 흐름을 정렬하여 하류 측에 위치하는 압축기 블레이드(113)로 압축공기를 안내하는 역할을 한다. 이때, 상기 압축기 케이싱(111)과 압축기 베인(114)은, 상기 압축기 로터(112,113)와 구분하기 위하여, 압축기 스테이터(111,114)라는 포괄적인 명칭으로 정의될 수 있다.A plurality of compressor blades 113 are radially coupled to an outer circumferential surface of the compressor disk 112 . In addition, between the compressor blades 113, a plurality of compressor vanes 114 that are installed in an annular shape on the inner circumferential surface of the compressor casing 111 based on the same stage are respectively disposed. The compressor vane 114 maintains a fixed state so as not to rotate differently from the compressor disk 112 , and aligns the flow of compressed air passing through the compressor blade 113 to the compressor blade 113 located on the downstream side. ) to guide the compressed air. In this case, in order to distinguish the compressor casing 111 and the compressor vane 114 from the compressor rotors 112 and 113, the compressor stators 111 and 114 may be defined as generic names.

상기 타이로드(1100)는 상기 복수개의 압축기 디스크(112)와, 후술할 터빈 디스크(132)의 중심부를 관통하도록 배치되며, 일 측 단부는 압축기(110)의 최전단부 측에 위치한 압축기 디스크(112) 내에 체결되고, 타 측 단부는 타이너트(1200)에 의해 체결된다.The tie rod 1100 is disposed to pass through the center of the plurality of compressor disks 112 and a turbine disk 132 to be described later, and one end of the compressor disk ( 112), and the other end is fastened by a tie nut 1200.

상기 타이로드(1100)의 형태는 가스터빈(100)에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도 1에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다. 즉, 도시된 바와 같이 하나의 타이로드(1100)가 압축기 디스크(112)와 터빈 디스크(132)의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수개의 타이로드(1100)가 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.Since the shape of the tie rod 1100 may have various structures depending on the gas turbine 100 , it is not necessarily limited to the shape shown in FIG. 1 . That is, as shown, one tie rod 1100 may have a shape passing through the central portions of the compressor disk 112 and the turbine disk 132 , and a plurality of tie rods 1100 are arranged in a circumferential shape. may have, and a mixture thereof is also possible.

도시되지는 않았으나, 가스터빈(100)의 압축기(110)에는 유체의 압력을 높이고 난 후 연소기(120) 입구로 들어가는 유체의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위하여 안내깃 역할을 하는 디스월러(Desworler)가 설치될 수 있다.Although not shown, the compressor 110 of the gas turbine 100 has a desworler serving as a guide blade to adjust the flow angle of the fluid entering the inlet of the combustor 120 to the design flow angle after increasing the pressure of the fluid. ) can be installed.

상기 연소기(120)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소가스를 만들어 내며, 등압연소과정으로 연소기(120) 및 터빈부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스의 온도를 높이게 된다.The combustor 120 mixes and combusts the introduced compressed air with fuel to produce high-energy high-temperature, high-pressure combustion gas, and combustion gas up to the heat resistance limit that the combustor 120 and turbine parts can withstand through an isostatic combustion process. will increase the temperature of

가스터빈(100)의 연소시스템을 구성하는 연소기는 셀(Cell) 형태로 형성되는 연소기(120) 케이싱 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연료를 분사하는 노즐과, 연소실을 형성하는 라이너(Liner), 그리고 연소기와 터빈의 연결부가 되는 트랜지션피스(Transition piece)를 포함한다.A plurality of combustors constituting the combustion system of the gas turbine 100 may be arranged in the casing of the combustor 120 formed in the form of a cell, a nozzle for injecting fuel, a liner forming a combustion chamber, And it includes a transition piece (Transition piece) that becomes a connection portion of the combustor and the turbine.

구체적으로, 상기 라이너는 연료노즐에 의해 분사되는 연료가 압축기의 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소공간을 제공한다. 이러한 라이너는, 공기와 혼합된 연료가 연소되는 연소공간을 제공하는 연소챔버와, 상기 연소챔버를 감싸면서 환형공간을 이루는 라이너 환형유로가 형성된다. 또한 라이너의 전단에는 연료를 분사하는 노즐이 결합되며, 측벽에는 점화기가 결합된다.Specifically, the liner provides a combustion space in which the fuel injected by the fuel nozzle is mixed with the compressed air of the compressor and combusted. Such a liner is formed with a combustion chamber providing a combustion space in which fuel mixed with air is combusted, and a liner annular passage forming an annular space while surrounding the combustion chamber. In addition, a nozzle for injecting fuel is coupled to the front end of the liner, and an igniter is coupled to the sidewall.

상기 라이너 환형유로에는, 라이너의 외벽에 마련되는 다수개의 홀(Hole)을 통해 유입된 압축공기가 유동하며, 후술할 트랜지션피스를 냉각시킨 압축공기 역시 이를 통해 유동한다. 이렇듯 압축공기가 라이너의 외벽부를 따라 유동함으로써, 상기 연소챔버에서 연료의 연소에 의해 발생되는 열에 의해 라이너가 열 손상을 입는 것을 방지할 수 있다.In the liner annular flow path, the compressed air introduced through a plurality of holes provided in the outer wall of the liner flows, and the compressed air cooling the transition piece, which will be described later, also flows through it. As the compressed air flows along the outer wall portion of the liner as described above, it is possible to prevent the liner from being thermally damaged by heat generated by the combustion of fuel in the combustion chamber.

라이너의 후단에는, 점화플러그에 의해 연소되는 연소가스를 터빈 측으로 보낼 수 있도록 트랜지션피스가 연결된다. 상기 라이너와 마찬가지로, 상기 트랜지션피스는, 상기 트랜지션피스의 내부 공간을 감싸는 트랜지션피스 환형유로가 형성되며, 연소가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 상기 트랜지션피스 환형유로를 따라 흐르는 압축공기에 의해 외벽부가 냉각된다.At the rear end of the liner, a transition piece is connected so that the combustion gas combusted by the spark plug can be sent to the turbine side. Like the liner, the transition piece has a transition piece annular flow path enclosing the inner space of the transition piece, and an outer wall by compressed air flowing along the transition piece annular flow path to prevent damage due to the high temperature of the combustion gas. The sub is cooled.

한편, 상기 연소기(120)에서 나온 고온, 고압의 연소가스는 상술한 터빈(130)으로 공급된다. 터빈(130)으로 공급된 고온 고압의 연소가스는 터빈(130)의 내부를 통과하면서 팽창하게 되고, 그에 따라 후술할 터빈 블레이드(133)에 충동 및 반동력을 가하여 회전토크가 발생되도록 한다. 이렇게 얻어진 회전토크는 상술한 토크튜브를 거쳐 압축기로 전달되고, 압축기 구동에 필요한 동력을 초과하는 부분은 발전기 등을 구동하는데 쓰이게 된다.On the other hand, the high-temperature, high-pressure combustion gas from the combustor 120 is supplied to the turbine 130 described above. The high-temperature and high-pressure combustion gas supplied to the turbine 130 expands while passing through the inside of the turbine 130 , and accordingly, an impulse and reaction force are applied to the turbine blade 133 to be described later to generate rotational torque. The rotational torque thus obtained is transmitted to the compressor through the above-described torque tube, and a portion exceeding the power required to drive the compressor is used to drive a generator or the like.

상기 터빈(130)은 기본적으로는 압축기의 구조와 유사하다. 즉, 상기 터빈(130)에도 압축기(110)의 압축기 로터(112,113)와 유사한 복수개의 터빈 로터(132,133)가 구비된다. 따라서 상기 터빈 로터(132,133) 역시, 터빈 디스크(132)와, 이로부터 방사상으로 배치되는 복수개의 터빈 블레이드(133)를 포함한다. 상기 터빈 블레이드(133)의 사이에도, 동일한 단을 기준으로 하였을 때 상기 터빈 케이싱(131)에 환상으로 설치되는 복수개의 터빈 베인(134)이 구비되며, 상기 터빈 베인(134)은 터빈 블레이드(133)를 통과한 연소가스의 유동방향을 가이드하게 된다. 이때, 상기 터빈 케이싱(131)과 터빈 베인(134) 역시, 상기 터빈 로터(132,133)와 구분하기 위하여, 터빈 스테이터라(131,134)는 포괄적인 명칭으로 정의될 수 있다.The turbine 130 is basically similar to the structure of the compressor. That is, the turbine 130 is also provided with a plurality of turbine rotors 132 and 133 similar to the compressor rotors 112 and 113 of the compressor 110 . Accordingly, the turbine rotors 132 and 133 also include a turbine disk 132 and a plurality of turbine blades 133 radially disposed therefrom. Also between the turbine blades 133, a plurality of turbine vanes 134 are provided in an annular shape to the turbine casing 131 based on the same stage, and the turbine vanes 134 are provided with the turbine blades 133. ) to guide the flow direction of the combustion gas passing through it. At this time, in order to distinguish the turbine casing 131 and the turbine vane 134 from the turbine rotors 132 and 133 , the turbine stators 131 and 134 may be defined as generic names.

도 2 및 도 3을 참조하면, 본 발명에 따른 가스터빈용 체결구조물(1000)은, 타이로드(1100) 및 타이너트(1200)를 포함한다. 상기 타이로드(1100)는, 원통형 축 부재로서, 상기 압축기 디스크(112), 토크튜브 및 터빈 디스크(132)의 중심을 각각 관통하도록 배치된다. 상기 타이너트(1200)는, 상기 터빈 디스크(132) 중 가장 후단에 배치된 것의 후방에 설치되며, 상기 타이로드(1100)와 나사산 구조로 체결된다. 그리고 상기 타이너트(1200)는, 상기 터빈 디스크(112)를 전방으로 가압하여, 상기 압축기 디스크(112), 토크튜브 및 터빈 디스크(132)를 서로 체결시킨다.2 and 3 , the fastening structure 1000 for a gas turbine according to the present invention includes a tie rod 1100 and a tie nut 1200 . The tie rod 1100 is a cylindrical shaft member, and is disposed to penetrate the centers of the compressor disk 112 , the torque tube and the turbine disk 132 , respectively. The tie nut 1200 is installed at the rear of the rearmost one of the turbine disks 132 , and is fastened to the tie rod 1100 in a threaded structure. In addition, the tie nut 1200 presses the turbine disk 112 forward to fasten the compressor disk 112 , the torque tube, and the turbine disk 132 to each other.

상기 터빈 디스크(132) 중, 가장 후단 측에 배치된 것은, 상기 타이너트(1200)와 대향하는 후단부의 내주면에 짧은 삽입홈(135)이 형성된다. 상기 타이너트(1200)는, 너트본체(1210)와 삽입부재(1220)를 포함한다. 상기 너트본체(1210)는, 고리 형상으로 형성되며, 상기 타이로드(1100)와 나사산으로 결합된다. 상기 삽입부재(1220)는, 상기 너트본체(1210)로부터 전방으로 돌출되며, 상기 타이로드(1100)와 나사산으로 결합된다. 그리고 상기 삽입부재(1220)는, 직경이 상기 너트본체(1210)의 직경보다 작게 형성되며, 상기 터빈 디스크(132)에 형성된 삽입홈(135)으로 삽입된다.Among the turbine disks 132 , a short insertion groove 135 is formed on an inner circumferential surface of the rear end opposite to the tie nut 1200 , which is disposed on the rearmost side of the turbine disk 132 . The tie nut 1200 includes a nut body 1210 and an insertion member 1220 . The nut body 1210 is formed in a ring shape, and is coupled to the tie rod 1100 with a screw thread. The insertion member 1220 protrudes forward from the nut body 1210 and is coupled to the tie rod 1100 with a screw thread. In addition, the insertion member 1220 has a diameter smaller than the diameter of the nut body 1210 , and is inserted into the insertion groove 135 formed in the turbine disk 132 .

상기 삽입부재(1220)는, 외주면이 상기 삽입홈(135)의 내벽과 이격되도록 배치된다. 만약, 상기 삽입부재(1220)의 외주면이 상기 삽입홈(135)의 내벽과 접하도록 배치되는 경우, 상기 삽입부재(1220)로 과도한 응력이 집중된다. 그리고 이 경우, 상기 삽입부재(1220)와 상기 타이로드(1100)의 사이에 형성된 나사산이 손상되거나 파손되는 문제가 발생할 수 있다.The insertion member 1220 is disposed so that an outer circumferential surface is spaced apart from an inner wall of the insertion groove 135 . If the outer circumferential surface of the insertion member 1220 is disposed to be in contact with the inner wall of the insertion groove 135 , excessive stress is concentrated on the insertion member 1220 . And in this case, the screw thread formed between the insertion member 1220 and the tie rod 1100 may be damaged or damaged.

하지만 본 발명과 같이 상기 삽입부재(1220)가 그 외주면이 상기 삽입홈(135)의 내벽과 이격되도록 배치되는 경우, 상기 삽입부재(1220)에 응력이 집중되던 것을 상기 너트본체(1210) 측으로 분산시킬 수 있다. 따라서 본 발명에 따른 가스터빈용 체결구조물(1000) 및 이를 포함하는 가스터빈(100)에 의하면, 상기 타이너트(1200)의 전단 측 부위에 응력이 집중되던 것을 전 부위로 골고루 분산시켜 타이너트(1200)의 나사산이 손상되는 것을 방지함은 물론, 타이너트(1200)의 구조적 안정성을 향상시킬 수 있다.However, as in the present invention, when the outer circumferential surface of the inserting member 1220 is disposed to be spaced apart from the inner wall of the inserting groove 135 , the stress concentrated in the inserting member 1220 is distributed to the nut body 1210 side. can do it Therefore, according to the fastening structure 1000 for a gas turbine according to the present invention and the gas turbine 100 including the same, the stress concentration in the front end portion of the tie nut 1200 is evenly distributed over the entire area to obtain a tie nut ( It is possible to prevent damage to the threads of the 1200 , as well as improve the structural stability of the tie nut 1200 .

상기 삽입홈(135)은, 후방으로 갈수록 내벽이 상기 타이로드(1100)의 외주면으로부터 반경방향 외측으로 경사지게 형성된다. 그리고 상기 삽입부재(1220)는, 외주면이 상기 삽입홈(135)의 내벽 형상에 대응하여 경사지게 형성된다. 즉, 상기 삽입부재(1220)는, 도 1 내지 도 3과 같이 상기 타이로드(1100)의 중심축을 포함하는 단면을 잘라서 보았을 때, 그 외주면이 상기 삽입홈(135)의 내벽과 평행하게 형성된다.The insertion groove 135, the inner wall is formed to be inclined radially outward from the outer peripheral surface of the tie rod 1100 toward the rear. And the insertion member 1220, the outer peripheral surface is formed to be inclined to correspond to the shape of the inner wall of the insertion groove (135). That is, when the insertion member 1220 is viewed by cutting a cross section including the central axis of the tie rod 1100 as shown in FIGS. 1 to 3 , the outer peripheral surface thereof is formed parallel to the inner wall of the insertion groove 135 . .

여기서, 상기 삽입부재(1220)는, 그 외주면에 상기 삽입홈(135)의 내벽과 접하는 센터링면(136)이 형성된다. 더욱 상세하게는, 상기 센터링면(136)은, 상기 타이로드(1100)의 외주면과 평행하게 형성된다. 그리고 상기 센터링면(136)과 접하게 되는 상기 삽입홈(135)의 내벽 부위 역시, 상기 센터링면(136)의 형상에 대응하여 평행하게 형성된다.Here, the insertion member 1220, the centering surface 136 in contact with the inner wall of the insertion groove 135 is formed on its outer peripheral surface. More specifically, the centering surface 136 is formed parallel to the outer peripheral surface of the tie rod (1100). And the inner wall portion of the insertion groove 135 in contact with the centering surface 136 is also formed in parallel to correspond to the shape of the centering surface (136).

이 경우, 상기 타이너트(1200)가 상기 터빈 디스크(132) 및 상기 타이로드(1100)에 조립될 시에, 상기 센터링면(136)이 상기 삽입홈(135)의 내벽에 접하게 됨으로써, 상기 타이너트(1200)와 상기 타이로드(1100)의 중심을 서로 일치시킬 수 있다. 따라서 본 발명에 따른 가스터빈용 체결구조물(1000) 및 이를 포함하는 가스터빈(100)에 의하면, 상기 터빈 디스크(132)와 타이너트(1220)의 접촉 면적을 최소화할 수 있으며, 제품의 가공 시간 및 조립 후 검사에 소요되는 시간을 절감할 수 있다.In this case, when the tie nut 1200 is assembled to the turbine disk 132 and the tie rod 1100 , the centering surface 136 comes into contact with the inner wall of the insertion groove 135 , so that the tie The center of the nut 1200 and the tie rod 1100 may coincide with each other. Therefore, according to the fastening structure 1000 for a gas turbine according to the present invention and the gas turbine 100 including the same, the contact area between the turbine disk 132 and the tie nut 1220 can be minimized, and the processing time of the product And it is possible to reduce the time required for inspection after assembly.

상기 너트본체(1210)는, 전면(Front-surface)이 상기 터빈 디스크(132)의 후면(Rear-surface)과 접하도록 배치된다. 따라서 상기 너트본체(1210)는, 상기 터빈 디스크(132)를 전방으로 가압하여, 상기 압축기 디스크(112), 토크튜브 및 상기 터빈 디스크(132)가 서로 체결될 수 있도록 한다. 이때, 상기 너트본체(1210)는, 전면(Front-surface) 중 상기 삽입부재(1220)와 연결되는 부위에, 상기 터빈 디스크(132)로부터 후방으로 만입(Embayment)되는 만입홈(1211)이 형성된다. 더욱 상세하게는, 상기 만입홈(1211)은, 상기 센터링면(136)의 후방에 형성된다. 그리고 상기 만입홈(1211)은, 내벽이 상기 센터링면(136)과 연결되는 구조로 형성된다. 한편, 도 3을 참조하면, 상기 터빈 디스크(132)는 상기 너트본체(1210) 측 모서리 부위에 챔퍼면(Chamfer surface)이 형성된다. 상기 센터링면(136)은 상기 터빈 디스크(132)의 반경방향 내측에서 상기 챔퍼면의 전방에 배치되며, 상기 만입홈(1211)은 상기 터빈 디스크(132)의 반경방향 내측으로 연장되어 상기 챔퍼면을 반경방향 내측에서 감싸도록 배치된다.The nut body 1210 is disposed such that a front-surface is in contact with a rear-surface of the turbine disk 132 . Accordingly, the nut body 1210 presses the turbine disk 132 forward so that the compressor disk 112, the torque tube, and the turbine disk 132 can be fastened to each other. At this time, the nut body 1210 has an indentation groove 1211 that is recessed backward from the turbine disk 132 in a portion connected to the insertion member 1220 of the front-surface. do. More specifically, the indentation groove 1211 is formed at the rear of the centering surface 136 . And the indentation groove 1211 is formed in a structure in which the inner wall is connected to the centering surface 136 . Meanwhile, referring to FIG. 3 , in the turbine disk 132 , a chamfer surface is formed at a corner portion of the nut body 1210 side. The centering surface 136 is disposed in front of the chamfered surface on the radially inner side of the turbine disk 132 , and the indentation groove 1211 extends radially inwardly of the turbine disk 132 to the chamfered surface. It is arranged to surround the inside in the radial direction.

상기 너트본체(1210)에 상기 만입홈(1211)이 형성되지 않은 경우, 상기 너트본체(1210)와 상기 삽입부재(1220)의 연결 부위가 상기 터빈 디스크(132)와 접하게 된다. 그리고 이 경우, 상기 너트본체(1210)가 상기 터빈 디스크(132)를 전방으로 가압할 시에, 상기 너트본체(1210)와 상기 삽입부재(1220)의 연결 부위로 응력이 과도하게 집중될 수 있다. 하지만 본 발명과 같이 상기 너트본체(1210)와 상기 삽입부재(1220)의 연결 부위에 상기 만입홈(1211)이 형성되는 경우, 상기 너트본체(1211)는 상기 만입홈(1211)이 형성된 부위만큼은 상기 터빈 디스크(132)와 접하지 않게 된다. 따라서 본 발명에 따른 가스터빈용 체결구조물(1000) 및 이를 포함하는 가스터빈(100)에 의하면, 상기 너트본체(1210)와 상기 삽입부재(1220)의 연결 부위에 응력이 집중되는 것을 방지할 수 있으며, 응력이 상기 타이너트(1200)의 나사산의 전 부위로 골고루 분산되도록 할 수 있다.When the indentation groove 1211 is not formed in the nut body 1210 , a connection portion between the nut body 1210 and the insertion member 1220 comes into contact with the turbine disk 132 . And in this case, when the nut body 1210 presses the turbine disk 132 forward, stress may be excessively concentrated to the connection portion between the nut body 1210 and the insert member 1220 . . However, as in the present invention, when the indentation groove 1211 is formed in the connection portion between the nut body 1210 and the insertion member 1220, the nut body 1211 is the portion where the indentation groove 1211 is formed. It does not come into contact with the turbine disk 132 . Therefore, according to the fastening structure 1000 for a gas turbine according to the present invention and the gas turbine 100 including the same, it is possible to prevent stress from being concentrated in the connection portion between the nut body 1210 and the insert member 1220 . In addition, the stress may be uniformly distributed to the entire area of the thread of the tie nut 1200 .

상기 삽입부재(1220)는, 전후방향을 기준으로 하였을 때의 길이가, 상기 삽입홈(135)의 길이보다 짧게 형성된다. 이 경우, 상기 삽입부재(1220)의 전방 측 단부가 상기 터빈 디스크(132)에 닿는 것을 방지할 수 있으며, 상기 삽입부재(1220)의 전방 측 단부로 과도한 응력이 집중되는 것을 방지할 수 있다.The insertion member 1220 is formed to have a length shorter than the length of the insertion groove 135 in the front-rear direction. In this case, it is possible to prevent the front end of the insert 1220 from contacting the turbine disk 132 , and it is possible to prevent excessive stress from being concentrated to the front end of the insert 1220 .

100 : 가스터빈 110 : 압축기
120 : 연소기 130 :터빈
1000 : 체결구조물 1100 : 타이로드
1200 : 타이너트100: gas turbine 110: compressor
120: combustor 130: turbine
1000: fastening structure 1100: tie rod
1200: tie nut

Claims (8)

압축기 디스크와 터빈 디스크를 체결시키기 위한 가스터빈용 체결구조물에 있어서,
상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 관통하는 타이로드; 및
상기 터빈 디스크의 후방에 설치되며, 상기 타이로드에 체결되어 상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 체결시키는 타이너트를 포함하되,
상기 터빈 디스크는, 상기 타이너트 측 단부의 내주면에 삽입홈이 형성되며,
상기 타이너트는,
너트본체와,
상기 너트본체로부터 전방으로 돌출되며, 상기 삽입홈으로 삽입되고, 외주면이 상기 삽입홈의 내벽과 이격되도록 배치되는 삽입부재를 포함하고,
상기 삽입부재는, 외주면에 상기 삽입홈의 내벽과 접하는 센터링면이 형성되며,
상기 너트본체는, 전면(Front-surface)중 상기 삽입부재와 연결되는 부위에, 상기 터빈 디스크로부터 후방으로 만입(Embayment)되는 만입홈이 형성되며,
상기 만입홈은, 상기 센터링면의 후방에 형성되며, 내벽이 상기 센터링면과 연결되고,
상기 터빈 디스크는, 상기 너트본체 측 모서리 부위에 챔퍼면이 형성되며,
상기 센터링면은, 상기 터빈 디스크의 반경방향 내측에서 상기 챔퍼면의 전방에 배치되고,
상기 만입홈은, 상기 터빈 디스크의 반경방향 내측으로 연장되어 상기 챔퍼면을 반경방향 내측에서 감싸도록 배치되는 가스터빈용 체결구조물.In the fastening structure for a gas turbine for fastening a compressor disk and a turbine disk,
a tie rod passing through the compressor disk and the turbine disk; and
A tie nut installed at the rear of the turbine disk and fastened to the tie rod to fasten the compressor disk and the turbine disk,
The turbine disk, the insertion groove is formed on the inner peripheral surface of the end of the tie nut,
The tie nut is
nut body,
and an insertion member protruding forward from the nut body, inserted into the insertion groove, and having an outer circumferential surface spaced apart from the inner wall of the insertion groove,
The insertion member has a centering surface in contact with the inner wall of the insertion groove is formed on the outer circumferential surface,
The nut body, a portion of the front surface (front-surface) connected to the insertion member, the indentation groove is formed from the turbine disk to the rear indentation (Embayment),
The indentation groove is formed behind the centering surface, the inner wall is connected to the centering surface,
The turbine disk has a chamfered surface formed on the edge of the nut body,
The centering surface is disposed in front of the chamfered surface in the radially inner side of the turbine disk,
The indentation groove is a fastening structure for a gas turbine which extends inward in a radial direction of the turbine disk and is disposed to surround the chamfer surface in a radial direction. 삭제delete 청구항 1에 있어서,
상기 너트본체는, 전면(Front-surface)이 상기 터빈 디스크의 후면(Rear-surface)과 접하도록 배치되는 가스터빈용 체결구조물.The method according to claim 1,
The nut body is a fastening structure for a gas turbine in which a front-surface is disposed in contact with a rear-surface of the turbine disk. 청구항 1에 있어서,
상기 삽입부재는, 전후방향을 기준으로 하였을 때의 길이가 상기 삽입홈의 길이보다 짧은 가스터빈용 체결구조물.The method according to claim 1,
The insertion member is a fastening structure for a gas turbine whose length in the front-rear direction is shorter than the length of the insertion groove. 외부로부터 공기가 흡입되는 압축기 케이싱과, 상기 압축기 케이싱의 내부에 배치되는 압축기 디스크와, 상기 압축기 디스크의 반경방향 외측에 설치되는 압축기 블레이드와, 상기 압축기 케이싱의 내주면에 설치되는 압축기 베인을 포함하는 압축기;
상기 압축기로부터 압축된 공기를 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기;
상기 연소기로부터 공급받은 연소가스가 내부로 통과되는 터빈 케이싱과, 상기 터빈 케이싱의 내부에 배치되는 터빈 디스크와, 상기 터빈 디스크의 반경방향 외측에 설치되는 터빈 블레이드와, 상기 터빈 케이싱의 내주면에 설치되는 터빈 베인을 포함하는 터빈; 및
상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 체결시키는 체결구조물을 포함하되,
상기 체결구조물은,
상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 관통하는 타이로드; 및
상기 터빈 디스크의 후방에 설치되며, 상기 타이로드에 체결되어 상기 압축기 디스크와 터빈 디스크를 체결시키는 타이너트를 포함하며,
상기 터빈 디스크는, 상기 타이너트 측 단부의 내주면에 삽입홈이 형성되고,
상기 타이너트는,
너트본체와,
상기 너트본체로부터 전방으로 돌출되며, 상기 삽입홈으로 삽입되고, 외주면이 상기 삽입홈의 내벽과 이격되도록 배치되는 삽입부재를 포함하고,
상기 삽입부재는, 외주면에 상기 삽입홈의 내벽과 접하는 센터링면이 형성되며,
상기 너트본체는, 전면(Front-surface)중 상기 삽입부재와 연결되는 부위에, 상기 터빈 디스크로부터 후방으로 만입(Embayment)되는 만입홈이 형성되며,
상기 만입홈은, 상기 센터링면의 후방에 형성되며, 내벽이 상기 센터링면과 연결되고,
상기 터빈 디스크는, 상기 너트본체 측 모서리 부위에 챔퍼면이 형성되며,
상기 센터링면은, 상기 터빈 디스크의 반경방향 내측에서 상기 챔퍼면의 전방에 배치되고,
상기 만입홈은, 상기 터빈 디스크의 반경방향 내측으로 연장되어 상기 챔퍼면을 반경방향 내측에서 감싸도록 배치되는 가스터빈.A compressor comprising: a compressor casing in which air is sucked from the outside; a compressor disk disposed inside the compressor casing; a compressor blade installed on a radially outer side of the compressor disk; ;
a combustor for mixing and burning the compressed air from the compressor with fuel;
A turbine casing through which the combustion gas supplied from the combustor passes therein; a turbine disk disposed inside the turbine casing; a turbine comprising turbine vanes; and
Comprising a fastening structure for fastening the compressor disk and the turbine disk,
The fastening structure is
a tie rod passing through the compressor disk and the turbine disk; and
and a tie nut installed at the rear of the turbine disk and fastened to the tie rod to fasten the compressor disk and the turbine disk,
The turbine disk, an insertion groove is formed on the inner peripheral surface of the end of the tie nut,
The tie nut is
nut body,
and an insertion member protruding forward from the nut body, inserted into the insertion groove, and having an outer circumferential surface spaced apart from the inner wall of the insertion groove,
The insertion member has a centering surface in contact with the inner wall of the insertion groove is formed on the outer circumferential surface,
The nut body, a portion of the front surface (front-surface) connected to the insertion member, the indentation groove is formed from the turbine disk to the rear indentation (Embayment),
The indentation groove is formed behind the centering surface, the inner wall is connected to the centering surface,
The turbine disk has a chamfered surface formed on the edge of the nut body,
The centering surface is disposed in front of the chamfer surface in the radially inner side of the turbine disk,
The indentation groove extends inward in a radial direction of the turbine disk and is disposed to surround the chamfer surface in a radial direction. 삭제delete 청구항 5에 있어서,
상기 너트본체는, 전면(Front-surface)이 상기 터빈 디스크의 후면(Rear-surface)과 접하도록 배치되는 가스터빈.6. The method of claim 5,
The nut body is a gas turbine disposed so that a front surface (Front-surface) is in contact with a rear surface (Rear-surface) of the turbine disk. 청구항 5에 있어서,
상기 삽입부재는, 전후방향을 기준으로 하였을 때의 길이가 상기 삽입홈의 길이보다 짧은 가스터빈.6. The method of claim 5,
The insertion member is a gas turbine whose length in the front-rear direction is shorter than the length of the insertion groove.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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KR101624054B1 (en) * 2014-11-21 2016-05-24 두산중공업 주식회사 Gas turbine with a plurality of tie rods and assembling method thoreof

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2452932A (en) * 2007-09-19 2009-03-25 Siemens Ag Turbine or turbomachine with axial shaft-mounted compressor and turbine blades
KR101624054B1 (en) * 2014-11-21 2016-05-24 두산중공업 주식회사 Gas turbine with a plurality of tie rods and assembling method thoreof

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