KR20240087444A - Separate seal, turbin and gas turbine comprising it - Google Patents

Separate seal, turbin and gas turbine comprising it Download PDF

Info

Publication number
KR20240087444A
KR20240087444A KR1020220173167A KR20220173167A KR20240087444A KR 20240087444 A KR20240087444 A KR 20240087444A KR 1020220173167 A KR1020220173167 A KR 1020220173167A KR 20220173167 A KR20220173167 A KR 20220173167A KR 20240087444 A KR20240087444 A KR 20240087444A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
seal
turbine
cord
head
separate
Prior art date
Application number
KR1020220173167A
Other languages
Korean (ko)
Inventor
강한샘
Original Assignee
두산에너빌리티 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 두산에너빌리티 주식회사 filed Critical 두산에너빌리티 주식회사
Priority to KR1020220173167A priority Critical patent/KR20240087444A/en
Publication of KR20240087444A publication Critical patent/KR20240087444A/en

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005Sealing means between non relatively rotating elements
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00Application
    • F05D2220/30Application in turbines
    • F05D2220/32Application in turbines in gas turbines
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/35Combustors or associated equipment

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

변위에 관계없이 일정한 씰링 성능을 확보할 수 있고, 누설 가스의 양을 최소화할 수 있는 세퍼레이트 씰이 개시된다.
개시된 세퍼레이트 씰은,
터빈 베인 캐리어와 터빈 케이싱 사이의 환형 공간을 씰링하는 환형 형상의 판 부재인 씰 바디; 씰 바디의 외측면에서 가스 터빈의 축을 기준으로 하는 방사 방향으로 연장 형성된 씰 헤드; 씰 헤드의 외면에 적어도 하나 이상 형성된 코드 씰;을 포함한다.
A separate seal is disclosed that can secure constant sealing performance regardless of displacement and minimize the amount of leaking gas.
The disclosed separate seal is,
A seal body, which is an annular plate member that seals the annular space between the turbine vane carrier and the turbine casing; A seal head extending from the outer surface of the seal body in a radial direction based on the axis of the gas turbine; It includes at least one code seal formed on the outer surface of the seal head.

Description

세퍼레이트 씰, 이를 포함하는 터빈 및 가스 터빈{Separate seal, turbin and gas turbine comprising it}Separate seal, turbine and gas turbine comprising it}

본 발명은 세퍼레이트 씰, 이를 포함하는 터빈 및 가스 터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a separate seal, a turbine including the same, and a gas turbine.

터빈이란 증기, 가스와 같은 압축성 유체의 흐름을 이용하여 충동력 또는 반동력으로 회전력을 얻는 기계장치로, 증기를 이용하는 증기터빈 및 고온의 연소 가스를 이용하는 가스 터빈 등이 있다.A turbine is a mechanical device that obtains rotational force through impulse or reaction force using the flow of compressible fluid such as steam or gas, and includes steam turbines using steam and gas turbines using high-temperature combustion gas.

이 중, 가스 터빈은 크게 압축기와 연소기와 터빈으로 구성된다. 상기 압축기는 공기를 도입하는 공기 도입구가 구비되고, 압축기 하우징 내에 복수의 압축기 베인과, 압축기 블레이드가 교대로 배치되어 있다.Among these, the gas turbine largely consists of a compressor, combustor, and turbine. The compressor is provided with an air inlet for introducing air, and a plurality of compressor vanes and compressor blades are alternately arranged within the compressor housing.

연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축 공기에 대하여 연료를 공급하고 버너로 점화함으로써 고온고압의 연소 가스가 생성된다.The combustor supplies fuel to the compressed air from the compressor and ignites it with a burner, thereby generating high-temperature, high-pressure combustion gas.

터빈은 터빈 하우징 내에 복수의 터빈 베인과, 터빈 블레이드가 교대로 배치되어 있다. 또한, 압축기와 연소기와 터빈 및 배기실의 중심부를 관통하도록 로터가 배치되어 있다.The turbine has a plurality of turbine vanes and turbine blades arranged alternately within a turbine housing. Additionally, the rotor is arranged to penetrate the center of the compressor, combustor, turbine, and exhaust chamber.

상기 로터는 양단부가 베어링에 의해 회전 가능하게 지지된다. 그리고, 상기 로터에 복수의 디스크가 고정되어, 각각의 블레이드가 연결되는 동시에, 배기실측의 단부에 발전기 등의 구동축이 연결된다.Both ends of the rotor are rotatably supported by bearings. Then, a plurality of disks are fixed to the rotor, each blade is connected, and a drive shaft such as a generator is connected to an end on the side of the exhaust chamber.

이러한 가스 터빈은 4행정 기관의 피스톤과 같은 왕복운동 기구가 없기 때문에 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적으며 왕복운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되고, 고속운동이 가능한 장점이 있다.Since these gas turbines do not have a reciprocating mechanism such as the piston of a four-stroke engine, there is no mutual friction such as a piston-cylinder, so the consumption of lubricant is extremely low. The amplitude, which is a characteristic of a reciprocating machine, is greatly reduced, and high-speed movement is possible. There is an advantage.

가스 터빈의 작동에 대해서 간략하게 설명하면, 압축기에서 압축된 공기가 연료와 혼합되어 연소됨으로써 고온의 연소 가스가 만들어지고, 이렇게 만들어진 연소 가스는 터빈측으로 분사된다. 분사된 연소 가스가 상기 터빈 베인 및 터빈 블레이드를 통과하면서 회전력을 생성하고, 이에 상기 로터가 회전하게 된다.To briefly explain the operation of a gas turbine, air compressed in a compressor is mixed with fuel and burned to produce high-temperature combustion gas, and this combustion gas is injected toward the turbine. As the injected combustion gas passes through the turbine vanes and turbine blades, it generates rotational force, causing the rotor to rotate.

일본등록특허 제6312929호Japanese Patent No. 6312929

본 발명의 일 측면은 변위에 관계없이 일정한 씰링 성능을 확보할 수 있고, 누설 가스의 양을 최소화할 수 있는 세퍼레이트 씰, 이를 포함하는 터빈 및 가스 터빈을 제공하는 것이다.One aspect of the present invention is to provide a separate seal that can secure constant sealing performance regardless of displacement and minimize the amount of leaking gas, a turbine including the same, and a gas turbine.

본 발명의 일 실시예에 따른 세퍼레이트 씰은,The separate seal according to an embodiment of the present invention,

터빈 베인 캐리어와 터빈 케이싱 사이의 환형 공간을 씰링하는 환형 형상의 판 부재인 씰 바디; 씰 바디의 외측면에서 가스 터빈의 축을 기준으로 하는 방사 방향으로 연장 형성된 씰 헤드; 씰 헤드의 외면에 적어도 하나 이상 형성된 코드 씰;을 포함한다.A seal body, which is an annular plate member that seals the annular space between the turbine vane carrier and the turbine casing; A seal head extending from the outer surface of the seal body in a radial direction based on the axis of the gas turbine; It includes at least one code seal formed on the outer surface of the seal head.

본 발명의 일 실시예에 따른 세퍼레이트 씰에 있어서, 씰 헤드의 단면은 원형 또는 방사 방향으로 장반경을 갖는 타원형일 수 있다. In the separate seal according to an embodiment of the present invention, the cross section of the seal head may be circular or oval with a semi-major radius in the radial direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 세퍼레이트 씰에 있어서, 씰 헤드는 터빈 케이싱에 형성된 씰 그루브에 삽입되고, 코드 씰은 씰 그루브의 내벽을 따라 형성된 코드 씰 그루브에 삽입될 수 있다.In the separate seal according to an embodiment of the present invention, the seal head may be inserted into a seal groove formed in the turbine casing, and the code seal may be inserted into a code seal groove formed along the inner wall of the seal groove.

본 발명의 일 실시예에 따른 세퍼레이트 씰에 있어서, 씰 헤드의 폭 크기는 씰 그루브 폭 크기의 80% 이상으로 형성될 수 있다. In the separate seal according to an embodiment of the present invention, the width size of the seal head may be formed to be 80% or more of the width size of the seal groove.

본 발명의 일 실시예에 따른 세퍼레이트 씰에 있어서, 코드 씰의 체적은 코드 씰 그루브 체적의 80% ~ 90% 가 되도록 형성될 수 있다.In the separate seal according to an embodiment of the present invention, the volume of the cord seal may be formed to be 80% to 90% of the volume of the cord seal groove.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈은,The turbine according to an embodiment of the present invention,

터빈 케이싱; 첫번째 터빈 베인을 장착하는 첫번째 터빈 베인 캐리어; 상기 터빈 케이싱과 상기 첫번째 터빈 베인 캐리어 사이에 설치되어, 압축기에서 유래된 압축 공기가 터빈으로 누설되는 것을 방지하는 세퍼레이트 씰;을 포함한다. 여기서, 세퍼레이트 씰은, 터빈 베인 캐리어와 터빈 케이싱 사이의 환형 공간을 씰링하는 환형 형상의 판 부재인 씰 바디; 씰 바디의 외측면에서 가스 터빈의 축을 기준으로 하는 방사 방향으로 연장 형성된 씰 헤드; 씰 헤드의 외면에 적어도 하나 이상 형성된 코드 씰;을 포함한다.turbine casing; a first turbine vane carrier that mounts the first turbine vane; It includes a separate seal installed between the turbine casing and the first turbine vane carrier to prevent compressed air derived from the compressor from leaking into the turbine. Here, the separate seal includes a seal body that is an annular plate member that seals the annular space between the turbine vane carrier and the turbine casing; A seal head extending from the outer surface of the seal body in a radial direction based on the axis of the gas turbine; It includes at least one code seal formed on the outer surface of the seal head.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈에 있어서, 씰 헤드의 단면은 원형 또는 방사 방향으로 장반경을 갖는 타원형일 수 있다. In the turbine according to an embodiment of the present invention, the cross section of the seal head may be circular or oval with a semi-major radius in the radial direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈에 있어서, 씰 헤드는 터빈 케이싱에 형성된 씰 그루브에 삽입되고, 코드 씰은 씰 그루브의 내벽을 따라 형성된 코드 씰 그루브에 삽입될 수 있다.In the turbine according to an embodiment of the present invention, the seal head may be inserted into a seal groove formed in the turbine casing, and the cord seal may be inserted into a cord seal groove formed along the inner wall of the seal groove.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈에 있어서, 씰 헤드의 폭 크기는 씰 그루브 폭 크기의 80% 이상으로 형성될 수 있다. In the turbine according to an embodiment of the present invention, the width size of the seal head may be formed to be 80% or more of the width size of the seal groove.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈에 있어서, 코드 씰의 체적은 코드 씰 그루브 체적의 80% ~ 90% 가 되도록 형성될 수 있다.In the turbine according to an embodiment of the present invention, the volume of the cord seal may be formed to be 80% to 90% of the volume of the cord seal groove.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈은,A gas turbine according to an embodiment of the present invention,

외부 공기를 흡입하여 압축하는 압축기; 상기 압축기에서 압축된 공기에 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 내부에 터빈 블레이드와 터빈 베인이 장착되며, 상기 연소기로부터 배출되는 연소 가스에 의해 상기 터빈 블레이드가 회전하는 터빈;을 포함한다. 여기서, 터빈은, 터빈 케이싱; 첫번째 터빈 베인을 장착하는 첫번째 터빈 베인 캐리어; 상기 터빈 케이싱과 상기 첫번째 터빈 베인 캐리어 사이에 설치되어, 압축기에서 유래된 압축 공기가 터빈으로 누설되는 것을 방지하는 세퍼레이트 씰;을 포함한다. 여기서, 세퍼레이트 씰은, 터빈 베인 캐리어와 터빈 케이싱 사이의 환형 공간을 씰링하는 환형 형상의 판 부재인 씰 바디; 씰 바디의 외측면에서 가스 터빈의 축을 기준으로 하는 방사 방향으로 연장 형성된 씰 헤드; 씰 헤드의 외면에 적어도 하나 이상 형성된 코드 씰;을 포함한다.A compressor that takes in outside air and compresses it; a combustor that mixes fuel with air compressed by the compressor and combusts it; It includes a turbine in which turbine blades and turbine vanes are mounted, and the turbine blades rotate by combustion gas discharged from the combustor. Here, the turbine includes a turbine casing; a first turbine vane carrier that mounts the first turbine vane; It includes a separate seal installed between the turbine casing and the first turbine vane carrier to prevent compressed air derived from the compressor from leaking into the turbine. Here, the separate seal includes a seal body that is an annular plate member that seals the annular space between the turbine vane carrier and the turbine casing; A seal head extending from the outer surface of the seal body in a radial direction based on the axis of the gas turbine; It includes at least one code seal formed on the outer surface of the seal head.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 씰 헤드의 단면은 원형 또는 방사 방향으로 장반경을 갖는 타원형일 수 있다. In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, the cross section of the seal head may be circular or oval with a semi-major radius in the radial direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 씰 헤드는 터빈 케이싱에 형성된 씰 그루브에 삽입되고, 코드 씰은 씰 그루브의 내벽을 따라 형성된 코드 씰 그루브에 삽입될 수 있다.In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, the seal head may be inserted into a seal groove formed in the turbine casing, and the cord seal may be inserted into a cord seal groove formed along the inner wall of the seal groove.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 씰 헤드의 폭 크기는 씰 그루브 폭 크기의 80% 이상으로 형성될 수 있다. In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, the width size of the seal head may be formed to be 80% or more of the width size of the seal groove.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 코드 씰의 체적은 코드 씰 그루브 체적의 80% ~ 90% 가 되도록 형성될 수 있다.In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, the volume of the cord seal may be formed to be 80% to 90% of the volume of the cord seal groove.

본 발명의 실시 형태에 따르면, 축방향 변위에 관계없이 일정한 씰링 성능을 확보할 수 있고, 누설 가스의 양을 최소화할 수 있다.According to an embodiment of the present invention, constant sealing performance can be secured regardless of axial displacement and the amount of leaking gas can be minimized.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 가스 터빈이 일부 절개되어 도시된 사시도이다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 가스 터빈의 내부 구조가 도시된 단면도이다.
도 3은 종래의 세퍼레이트 씰이 도시된 단면도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 세퍼레이트 씰이 도시된 단면도이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 세퍼레이트 씰의 단부가 확대 도시된 단면도이다.
1 is a perspective view showing a partially cut away gas turbine according to an embodiment of the present invention.
Figure 2 is a cross-sectional view showing the internal structure of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
Figure 3 is a cross-sectional view showing a conventional separate seal.
Figure 4 is a cross-sectional view showing a separate seal according to an embodiment of the present invention.
Figure 5 is an enlarged cross-sectional view of the end of a separate seal according to an embodiment of the present invention.

본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예를 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변환, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.Since the present invention can be modified in various ways and have various embodiments, specific embodiments will be exemplified and explained in detail in the detailed description. However, this is not intended to limit the present invention to specific embodiments, and should be understood to include all transformations, equivalents, and substitutes included in the spirit and technical scope of the present invention.

본 발명에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 발명에서, '포함하다' 또는 '가지다' 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.The terms used in the present invention are only used to describe specific embodiments and are not intended to limit the present invention. Singular expressions include plural expressions unless the context clearly dictates otherwise. In the present invention, terms such as 'include' or 'have' are intended to designate the presence of features, numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof described in the specification, but are not intended to indicate the presence of one or more other features. It should be understood that this does not exclude in advance the possibility of the existence or addition of elements, numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 이때, 첨부된 도면에서 동일한 구성요소는 가능한 한 동일한 부호로 나타낸다. 또한, 본 발명의 요지를 흐리게 할 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략할 것이다. 마찬가지 이유로 첨부 도면에 있어서 일부 구성요소는 과장되거나 생략되거나 개략적으로 도시되었다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the attached drawings. At this time, in the attached drawings, identical components are indicated by identical symbols whenever possible. Additionally, detailed descriptions of well-known functions and configurations that may obscure the gist of the present invention will be omitted. For the same reason, some components are exaggerated, omitted, or schematically shown in the accompanying drawings.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 가스 터빈이 일부 절개되어 도시된 사시도이고, 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 가스 터빈의 내부 구조가 도시된 단면도이다.FIG. 1 is a partially cut-away perspective view of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a cross-sectional view showing the internal structure of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.

도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈(1000)은 압축기(1100), 연소기(1200), 터빈(1300)을 포함한다. 압축기(1100)는 방사상으로 설치된 다수의 블레이드(1110)를 구비한다. 압축기(1100)는 블레이드(1110)를 회전시키며, 블레이드(1110)의 회전에 의해 공기가 압축되면서 이동한다. 블레이드(1110)의 크기 및 설치 각도는 설치 위치에 따라 달라질 수 있다. 일 실시예에서 압축기(1100)는 터빈(1300)과 직접 또는 간접적으로 연결되어, 터빈(1300)에서 발생되는 동력의 일부를 전달받아 블레이드(1110)의 회전에 이용할 수 있다.As shown in FIG. 1, a gas turbine 1000 according to an embodiment of the present invention includes a compressor 1100, a combustor 1200, and a turbine 1300. The compressor 1100 includes a plurality of blades 1110 installed radially. The compressor 1100 rotates the blade 1110, and the air moves while being compressed by the rotation of the blade 1110. The size and installation angle of the blade 1110 may vary depending on the installation location. In one embodiment, the compressor 1100 is directly or indirectly connected to the turbine 1300 to receive a portion of the power generated by the turbine 1300 and use it to rotate the blades 1110.

압축기(1100)에서 압축된 공기는 연소기(1200)로 이동한다. 연소기(1200)는 환형으로 배치되는 복수의 연소 챔버(1210)와 연료 노즐 모듈(1220)을 포함한다.Air compressed in the compressor 1100 moves to the combustor 1200. The combustor 1200 includes a plurality of combustion chambers 1210 and a fuel nozzle module 1220 arranged in an annular shape.

도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈(1000)은 하우징(1010)을 구비하고 있고, 하우징(1010)의 후측에는 터빈을 통과한 연소 가스가 배출되는 디퓨져(1400)가 구비되어 있다. 그리고, 디퓨져(1400)의 앞쪽으로 압축된 공기를 공급받아 연소시키는 연소기(1200)가 배치된다.As shown in FIG. 2, the gas turbine 1000 according to an embodiment of the present invention is provided with a housing 1010, and at the rear of the housing 1010 is a diffuser 1400 through which combustion gas passing through the turbine is discharged. ) is provided. Additionally, a combustor 1200 is disposed in front of the diffuser 1400 to receive compressed air and combust it.

공기의 흐름 방향을 기준으로 설명하면, 하우징(1010)의 상류측에 압축기(1100)가 위치하고, 하류 측에 터빈(1300)이 배치된다. 그리고, 압축기(1100)와 터빈(1300)의 사이에는 터빈(1300)에서 발생된 회전토크를 압축기(1100)로 전달하는 토크 전달부재로서의 토크튜브(1500)가 배치되어 있다. If explained based on the direction of air flow, the compressor 1100 is located on the upstream side of the housing 1010, and the turbine 1300 is located on the downstream side. Additionally, a torque tube 1500 is disposed between the compressor 1100 and the turbine 1300 as a torque transmission member that transmits the rotational torque generated by the turbine 1300 to the compressor 1100.

압축기(1100)에는 복수(예를 들어 14매)의 압축기 로터 디스크(1120)가 구비되고, 상기 각각의 압축기 로터 디스크(1120)들은 타이로드(1600)에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결되어 있다.The compressor 1100 is provided with a plurality of compressor rotor disks 1120 (for example, 14 pieces), and each of the compressor rotor disks 1120 is fastened by a tie rod 1600 so as not to be spaced apart in the axial direction. .

구체적으로, 각각의 압축기 로터 디스크(1120)는 회전축을 구성하는 타이로드(1600)가 대략 중앙을 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬되어 있다. 여기서, 이웃한 각각의 압축기 로터 디스크(1120)는 대향하는 면이 타이로드(1600)에 의해 압착되어, 상대 회전이 불가능하도록 배치된다.Specifically, each compressor rotor disk 1120 is aligned with each other along the axial direction with the tie rod 1600 constituting the rotation axis passing through approximately the center. Here, the opposing surfaces of each neighboring compressor rotor disk 1120 are compressed by the tie rod 1600, so that relative rotation is impossible.

압축기 로터 디스크(1120)의 외주면에는 복수 개의 블레이드(1110)가 방사상으로 결합되어 있다. 각각의 블레이드(1110)는 도브테일부(1112)를 구비하여 압축기 로터 디스크(1120)에 체결된다.A plurality of blades 1110 are radially coupled to the outer peripheral surface of the compressor rotor disk 1120. Each blade 1110 has a dovetail portion 1112 and is fastened to the compressor rotor disk 1120.

각각의 로터 디스크(1120)의 사이에는 하우징에 고정되어 배치되는 베인(미도시)이 위치한다. 베인은 로터 디스크와는 달리 회전하지 않도록 고정되며, 압축기 로터 디스크(1120)의 블레이드(1110)를 통과한 압축 공기의 흐름을 정렬하여 하류측에 위치하는 로터 디스크(1120)의 블레이드(1110)로 공기를 안내하는 역할을 하게 된다.A vane (not shown) fixed to the housing is located between each rotor disk 1120. Unlike the rotor disk, the vanes are fixed so as not to rotate, and align the flow of compressed air passing through the blades 1110 of the compressor rotor disk 1120 to the blades 1110 of the rotor disk 1120 located on the downstream side. It plays a role in guiding the air.

도브테일부(1112)의 체결방식은 탄젠셜 타입(tangential type)과 액셜 타입(axial type)이 있다. 이는 상용되는 가스 터빈의 필요 구조에 따라 선택될 수 있으며, 통상적으로 알려진 도브테일 또는 전나무 형태(Fir-tree)를 가질 수 있다. 경우에 따라서는, 상기 형태 외의 다른 체결장치, 예를 들어 키이 또는 볼트 등의 고정구를 이용하여 블레이드를 로터 디스크에 체결할 수 있다.The fastening method of the dovetail portion 1112 includes a tangential type and an axial type. It can be selected depending on the required structure of a commercial gas turbine, and may have a commonly known dovetail or fir-tree shape. In some cases, the blade may be fastened to the rotor disk using a fastening device other than the above type, for example, a fastener such as a key or bolt.

타이로드(1600)는 복수 개의 압축기 로터 디스크(1120) 및 터빈 로터 디스크(1320)들의 중심부를 관통하도록 배치되어 있으며, 타이로드(1600)는 하나 또는 복수의 타이로드로 구성될 수 있다. 타이로드(1600)의 일측 단부는 최상류측에 위치한 압축기 로터 디스크 내에 체결되고, 타이로드(1600)의 타측 단부는 고정 너트(1450)에 의해 체결된다.The tie rod 1600 is arranged to penetrate the centers of the plurality of compressor rotor disks 1120 and turbine rotor disks 1320, and the tie rod 1600 may be composed of one or more tie rods. One end of the tie rod 1600 is fastened to the compressor rotor disk located on the most upstream side, and the other end of the tie rod 1600 is fastened by a fixing nut 1450.

타이로드(1600)의 형태는 가스 터빈에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도 2에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다. 즉, 도시된 바와 같이 하나의 타이로드가 로터 디스크의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수 개의 타이로드가 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.The shape of the tie rod 1600 may have various structures depending on the gas turbine, so it is not necessarily limited to the shape shown in FIG. 2. That is, as shown, one tie rod may have a shape that penetrates the central part of the rotor disk, or a plurality of tie rods may have a shape arranged circumferentially, and a combination of these may be possible.

도시되지는 않았으나, 가스 터빈의 압축기에는 유체의 압력을 높이고 난 후 연소기 입구로 들어가는 유체의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위하여 디퓨져(diffuser)의 다음 위치에 안내깃 역할을 하는 베인이 설치될 수 있으며, 이를 디스윌러(deswirler)라고 한다.Although not shown, in the compressor of a gas turbine, vanes that serve as guide blades may be installed at the next position of the diffuser to adjust the flow angle of the fluid entering the combustor inlet to the design flow angle after increasing the pressure of the fluid. This is called a deswirler.

연소기(1200)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소 가스를 만들어 내며, 등압연소과정으로 연소기 및 터빈 부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소 가스 온도를 높이게 된다.The combustor 1200 mixes and combusts the incoming compressed air with fuel to produce high-energy, high-temperature, high-pressure combustion gas. The isobaric combustion process increases the temperature of the combustion gas to the heat resistance limit that the combustor and turbine parts can withstand. .

가스 터빈의 연소시스템을 구성하는 연소기는 셀 형태로 형성되는 하우징 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연료분사노즐 등을 포함하는 버너(Burner)와, 연소실을 형성하는 연소기 라이너(Combuster Liner), 그리고 연소기와 터빈의 연결부가 되는 트랜지션 피스(Transition Piece)를 포함하여 구성된다.The combustors that make up the combustion system of a gas turbine may be arranged in large numbers in a housing formed in the form of a cell, including a burner including a fuel injection nozzle, a combustor liner forming a combustion chamber, and a combustor. It is composed of a transition piece that becomes the connection between the turbine and the turbine.

구체적으로, 라이너는 연료노즐에 의해 분사되는 연료가 압축기의 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소공간을 제공한다. 이러한 라이너는, 공기와 혼합된 연료가 연소되는 연소공간을 제공하는 화염통과, 화염통을 감싸면서 환형공간을 형성하는 플로우 슬리브를 포함할 수 있다. 또한 라이너의 전단에는 연료노즐이 결합되며, 측벽에는 점화플러그가 결합된다.Specifically, the liner provides a combustion space where the fuel injected by the fuel nozzle is mixed with the compressed air of the compressor and burned. This liner may include a flame passage that provides a combustion space in which fuel mixed with air is combusted, and a flow sleeve that surrounds the flame passage and forms an annular space. Additionally, a fuel nozzle is coupled to the front end of the liner, and a spark plug is coupled to the side wall.

한편 라이너의 후단에는, 점화플러그에 의해 연소되는 연소 가스를 터빈 측으로 보낼 수 있도록 트랜지션피스가 연결된다. 이러한 트랜지션피스는, 연소 가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 외벽부가 압축기로부터 공급되는 압축공기에 의해 냉각된다.Meanwhile, at the rear end of the liner, a transition piece is connected to send combustion gas burned by the spark plug to the turbine side. The outer wall of this transition piece is cooled by compressed air supplied from the compressor to prevent damage due to the high temperature of combustion gas.

이를 위해 트랜지션피스에는 공기를 내부로 분사시킬 수 있도록 냉각을 위한 홀들이 마련되며, 압축공기는 홀들을 통해 내부에 있는 본체를 냉각시킨 후 라이너 측으로 유동된다.For this purpose, holes for cooling are provided in the transition piece to allow air to be sprayed inside, and the compressed air cools the body inside through the holes and then flows to the liner side.

라이너의 환형공간에는 전술한 트랜지션피스를 냉각시킨 냉각공기가 유동되며, 라이너의 외벽에는 플로우 슬리브의 외부에서 압축공기가 플로우 슬리브에 마련되는 냉각 홀들을 통해 냉각공기로 제공되어 충돌할 수 있다.Cooling air that cools the transition piece described above flows in the annular space of the liner, and compressed air from the outside of the flow sleeve may be provided as cooling air through cooling holes provided in the flow sleeve and collide with the outer wall of the liner.

한편, 연소기에서 나온 연소 가스는 터빈(1300)으로 공급된다. 연소 가스가 팽창하면서 터빈의 회전날개에 충돌하여, 반동력을 주어 회전 토크가 야기되고, 이렇게 얻어진 회전 토크는 토크튜브(1500)를 거쳐 압축기으로 전달되고, 압축기 구동에 필요한 동력을 초과하는 동력은 발전기 등을 구동하는데 쓰이게 된다.Meanwhile, combustion gas from the combustor is supplied to the turbine 1300. As the combustion gas expands, it collides with the rotor blades of the turbine, giving a recoil force, causing rotational torque. The rotational torque thus obtained is transmitted to the compressor through the torque tube 1500, and power exceeding the power required to drive the compressor is transmitted to the generator. It is used to drive the back.

터빈(1300)은 기본적으로는 압축기의 구조와 유사하다. 즉, 터빈(1300)에도 압축기의 압축기 로터 디스크와 유사한 복수의 터빈 로터 디스크(1320)가 구비된다. 따라서, 터빈 로터 디스크(1320) 역시, 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(1310)를 포함한다. 터빈 블레이드(1310) 역시 도브테일 등의 방식으로 터빈 로터 디스크(1320)에 결합될 수 있다. 아울러, 터빈 로터 디스크(1320)의 블레이드(1310)의 사이에도 터빈 베인 캐리어(1340)를 통해 터빈 케이싱(1350)에 고정되는 터빈 베인(1330)이 구비되어, 블레이드를 통과한 연소 가스의 흐름 방향을 가이드하게 된다. 터빈 베인 캐리어(1340)는 적어도 하나 이상의 터빈 베인(1330)을 장착하며 터빈 케이싱(1350)에 연결 형성된다.The turbine 1300 is basically similar to the structure of a compressor. That is, the turbine 1300 is also provided with a plurality of turbine rotor disks 1320 similar to the compressor rotor disk of a compressor. Accordingly, the turbine rotor disk 1320 also includes a plurality of turbine blades 1310 arranged radially. The turbine blade 1310 may also be coupled to the turbine rotor disk 1320 in a dovetail or other manner. In addition, a turbine vane 1330 is provided between the blades 1310 of the turbine rotor disk 1320 and is fixed to the turbine casing 1350 through a turbine vane carrier 1340, so that the flow direction of combustion gas passing through the blades is provided. will guide. The turbine vane carrier 1340 mounts at least one turbine vane 1330 and is connected to the turbine casing 1350.

한편, 첫번째 터빈 베인(1330)을 장착하는 첫번째 터빈 베인 캐리어(1340)와 터빈 케이싱(1350) 사이에는 세퍼레이트 씰(2000)이 설치된다. 세퍼레이트 씰(2000)은, 압축기(1100)에서 압축된 압축 공기가 연소기(1200)로 흐르지 않고 터빈(1300)으로 바로 누설되는 것을 방지한다.Meanwhile, a separate seal 2000 is installed between the first turbine vane carrier 1340 on which the first turbine vane 1330 is mounted and the turbine casing 1350. The separate seal 2000 prevents compressed air compressed in the compressor 1100 from leaking directly into the turbine 1300 instead of flowing to the combustor 1200.

도 3은 종래의 세퍼레이트 씰(200)이 터빈 케이싱(1350)에 설치된 상태가 도시된 단면도이다.Figure 3 is a cross-sectional view showing a conventional separate seal 200 installed in the turbine casing 1350.

도 3을 참조하면, 종래의 세퍼레이트 씰(200)은 단부(210)가 터빈 케이싱(1350)에 형성된 씰 그루브(1351)에 삽입되는 단순한 형상으로 형성되어 있다. 이러한 형상의 종래의 세퍼레이트 씰(200)은 가스 터빈 운용 중에 발생하는 열에 의한 변형에 취약하며, 세퍼레이트 씰(200)이 터빈 케이싱(1350) 및 터빈 베인 캐리어(1340)와 접촉되는 부위의 표면 조도(표면 거칠기)의 크기에 영향을 받는다.Referring to FIG. 3, the conventional separate seal 200 is formed in a simple shape in which the end 210 is inserted into the seal groove 1351 formed in the turbine casing 1350. The conventional separate seal 200 of this shape is vulnerable to deformation due to heat generated during gas turbine operation, and the surface roughness of the area where the separate seal 200 contacts the turbine casing 1350 and the turbine vane carrier 1340 ( affected by the size of the surface roughness.

종래의 세퍼레이트 씰(200)은 가스 터빈 운용 중에 발생하는 열, 원심력 등을 고려하여 씰 그루브(1351)의 크기(체적) 보다 작은 크기로 형성된다. 그 결과, 세퍼레이트 씰(200)과 씰 그루브(1351)의 내벽 사이에는 갭(G, gap)이 발생하고, 압축기(1100)에서 유래된 압축 공기의 일부는 이 갭(G)을 통해 연소기(1200)로 흐르지 않고 터빈(1300)으로 바로 누설될 수 있다.The conventional separate seal 200 is formed to be smaller than the size (volume) of the seal groove 1351 in consideration of heat and centrifugal force generated during gas turbine operation. As a result, a gap (G) is generated between the separate seal 200 and the inner wall of the seal groove 1351, and a portion of the compressed air derived from the compressor 1100 flows into the combustor 1200 through this gap G. ) and may leak directly into the turbine 1300 without flowing.

이에, 본 발명에서는 터빈 케이싱(1350) 및 터빈 베인 캐리어(1340) 조립시, 축방향(타이로드 방향)의 변위에 관계없이 일정한 씰링 성능을 확보할 수 있고, 누설 가스의 양을 최소화할 수 있는 가스 터빈용 세퍼레이트 씰을 제안한다.Accordingly, in the present invention, when assembling the turbine casing 1350 and the turbine vane carrier 1340, constant sealing performance can be secured regardless of displacement in the axial direction (tie rod direction) and the amount of leaking gas can be minimized. We propose a separate seal for gas turbines.

도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 세퍼레이트 씰이 도시된 단면도이고, 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 세퍼레이트 씰의 단부가 확대 도시된 단면도이다.Figure 4 is a cross-sectional view showing a separate seal according to an embodiment of the present invention, and Figure 5 is a cross-sectional view showing an enlarged end of the separate seal according to an embodiment of the present invention.

도 4 및 도 5를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 세퍼레이트 씰(2000)은, 씰 바디(2100), 씰 헤드(2200), 코드 씰(2300)을 포함한다. 4 and 5, a separate seal 2000 according to an embodiment of the present invention includes a seal body 2100, a seal head 2200, and a code seal 2300.

씰 바디(2100)는 소정 두께를 갖는 판 부재일 수 있다. 씰 바디(2100)는 터빈 베인 캐리어(1340)와 터빈 케이싱(1350) 사이의 환형 공간을 씰링하는 환형 형상의 판 부재일 수 있다.The seal body 2100 may be a plate member with a predetermined thickness. The seal body 2100 may be an annular plate member that seals the annular space between the turbine vane carrier 1340 and the turbine casing 1350.

씰 헤드(2200)는 씰 바디(2100)의 외측면(도면에서는 상하면)에서 가스 터빈의 축을 기준으로 하는 방사 방향으로 연장 형성될 수 있다. 씰 헤드(2200)는 씰 바디(2100)의 외측면에서 링 형상으로 형성될 수 있다. 씰 헤드(2200)는 터빈 케이싱(1350)에 형성된 씰 그루브(1351)에 삽입될 수 있다. 씰 헤드(2200)의 단면은 원형 또는 방사 방향으로 장반경을 갖는 타원형일 수 있다. The seal head 2200 may be formed to extend from the outer surface (top and bottom in the drawing) of the seal body 2100 in a radial direction based on the axis of the gas turbine. The seal head 2200 may be formed in a ring shape on the outer surface of the seal body 2100. The seal head 2200 may be inserted into the seal groove 1351 formed in the turbine casing 1350. The cross-section of the seal head 2200 may be circular or oval with a semi-major axis in the radial direction.

도 4 및 도 5에 도시된 바와 같이, 씰 헤드(2200)의 폭(W2) 크기는 씰 그루브(1351) 폭(W1) 크기와 동일하게 할 수 있다. 선택적으로, 가스 터빈 운용 중에 발생하는 열에 의한 열 팽창, 원심력 등에 의한 변위를 고려하여, 씰 헤드(2200)의 폭(W2) 크기는 씰 그루브(1351) 폭(W1) 크기의 80% 이상이 되도록 할 수 있다. As shown in FIGS. 4 and 5, the width W2 of the seal head 2200 may be the same as the width W1 of the seal groove 1351. Optionally, considering thermal expansion due to heat generated during gas turbine operation, displacement due to centrifugal force, etc., the width (W2) of the seal head (2200) is set to be 80% or more of the width (W1) of the seal groove (1351). can do.

코드 씰(2300, Cord seal)은 씰 헤드(2200)의 외면에 적어도 하나 이상 형성될 수 있다. 코드 씰(2300)은 씰 헤드(2200)의 외주면을 따라 씰 헤드(2200)의 형상과 대응하는 링 형상으로 형성될 수 있다. At least one cord seal 2300 may be formed on the outer surface of the seal head 2200. The code seal 2300 may be formed in a ring shape corresponding to the shape of the seal head 2200 along the outer peripheral surface of the seal head 2200.

한편, 본 발명의 실시예에서, 터빈 케이싱(1350)에는 코드 씰(2300)이 삽입되는 코드 씰 그루브(1352)가 형성된다. 코드 씰 그루브(1352)는 환형 형상의 씰 그루브(1351)의 내벽을 따라 환형 형상으로 형성될 수 있다.Meanwhile, in an embodiment of the present invention, a cord seal groove 1352 into which the cord seal 2300 is inserted is formed in the turbine casing 1350. The code seal groove 1352 may be formed in an annular shape along the inner wall of the annular seal groove 1351.

코드 씰(2300)은 코드 씰 그루브(1352)에 삽입 설치되어, 씰 헤드(2200)와 씰 그루브(1351) 사이를 밀봉한다. 즉, 코드 씰(2300)은 세퍼레이트 씰(2000)과 씰 그루브(1351)의 내벽 사이를 밀봉하여, 압축기(1100)에서 유래된 압축 공기가 터빈(1300)으로 누설되는 것을 방지한다.The code seal 2300 is inserted into the code seal groove 1352 and seals between the seal head 2200 and the seal groove 1351. That is, the code seal 2300 seals between the separate seal 2000 and the inner wall of the seal groove 1351 to prevent compressed air derived from the compressor 1100 from leaking into the turbine 1300.

가스 터빈 운용시의 열 팽창, 변위 등을 고려하여 코드 씰(2300)의 체적은 코드 씰 그루브(1352)의 체적의 80% ~ 90% 가 되도록 할 수 있다. Considering thermal expansion and displacement during gas turbine operation, the volume of the cord seal 2300 can be 80% to 90% of the volume of the cord seal groove 1352.

씰 헤드(2200)에 가해지는 열 팽창은 코드 씰(2300)로 분산될 수 있으며, 따라서, 씰 헤드(2200)는 종래보다 더 큰 폭을 갖도록 설계될 수 있다. 즉, 씰 헤드(2200)의 폭(W2) 크기를 더 크게 설계할 수 있게 된다. 이에 따라, 세퍼레이트 씰(2000)과 씰 그루브(1351) 내벽 사이의 갭도 줄일 수 있게 되어 압축 공기 누설량을 감소시킬 수 있게 된다.Thermal expansion applied to the seal head 2200 may be distributed to the code seal 2300, and therefore, the seal head 2200 may be designed to have a larger width than before. That is, the width W2 of the seal head 2200 can be designed to be larger. Accordingly, the gap between the separate seal 2000 and the inner wall of the seal groove 1351 can be reduced, thereby reducing the amount of compressed air leakage.

코드 씰(2300)의 개수, 형상, 배열 위치 등은 가스 터빈의 크기 및 종류에 따라 달라질 수 있다. 코드 씰(2300)은 터빈 케이싱(1350) 및 터빈 베인 캐리어(1340) 사이에 충분한 씰링 성능을 제공하여 보다 가혹한 가스 터빈 운용 조건에서도 가스 터빈이 운용될 수 있도록 한다.The number, shape, and arrangement position of the code seals 2300 may vary depending on the size and type of the gas turbine. The cord seal 2300 provides sufficient sealing performance between the turbine casing 1350 and the turbine vane carrier 1340 to allow the gas turbine to be operated even under harsher gas turbine operating conditions.

상기와 같은, 본 발명의 일 실시예에 따른 세퍼레이트 씰을 사용할 경우, 터빈 케이싱(1350) 및 터빈 베인 캐리어(1340) 조립시, 축방향(타이로드 방향)의 변위에 관계없이 일정한 씰링 성능을 확보할 수 있고, 누설 가스의 양을 최소화할 수 있게 된다.When using the separate seal according to an embodiment of the present invention as described above, constant sealing performance is secured regardless of displacement in the axial direction (tie rod direction) when assembling the turbine casing 1350 and the turbine vane carrier 1340. This can be done and the amount of leaking gas can be minimized.

이상, 본 발명의 일 실시예에 대하여 설명하였으나, 해당 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 특허청구범위에 기재된 본 발명의 사상으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서, 구성 요소의 부가, 변경, 삭제 또는 추가 등에 의해 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있을 것이며, 이 또한 본 발명의 권리범위 내에 포함된다고 할 것이다.Above, an embodiment of the present invention has been described, but those skilled in the art can add, change, delete or add components without departing from the spirit of the present invention as set forth in the patent claims. The present invention may be modified and changed in various ways, and this will also be included within the scope of rights of the present invention.

1000 : 가스터빈 1010 : 하우징
1100 : 압축기 1110 : 압축기 블레이드
1200 : 연소기 1300 : 터빈
1310 : 터빈 블레이드 1330 : 터빈 베인
1340 : 터빈 베인 캐리어 1350 : 터빈 케이싱
1351 : 씰 그루브 1352 : 코드 씰 그루브
2000 : 세퍼레이트 씰
2100 : 씰 바디
2200 : 씰 헤드
2300 : 코드 씰
1000: Gas turbine 1010: Housing
1100: Compressor 1110: Compressor Blade
1200: Combustor 1300: Turbine
1310: turbine blade 1330: turbine vane
1340: Turbine vane carrier 1350: Turbine casing
1351: seal groove 1352: code seal groove
2000: Separate Seal
2100: Seal body
2200: seal head
2300: Code seal

Claims (15)

터빈 베인 캐리어와 터빈 케이싱 사이의 환형 공간을 씰링하는 환형 형상의 판 부재인 씰 바디;
상기 씰 바디의 외측면에서 가스 터빈의 축을 기준으로 하는 방사 방향으로 연장 형성된 씰 헤드;
상기 씰 헤드의 외면에 적어도 하나 이상 형성된 코드 씰;
을 포함하는, 세퍼레이트 씰.
A seal body, which is an annular plate member that seals the annular space between the turbine vane carrier and the turbine casing;
A seal head extending from the outer surface of the seal body in a radial direction based on the axis of the gas turbine;
At least one code seal formed on the outer surface of the seal head;
Separate seal containing.
청구항 1에 있어서,
상기 씰 헤드의 단면은 원형 또는 방사 방향으로 장반경을 갖는 타원형인, 세퍼레이트 씰.
In claim 1,
A separate seal, wherein the seal head has a circular cross-section or an oval shape with a semi-major axis in the radial direction.
청구항 1에 있어서,
상기 씰 헤드는 상기 터빈 케이싱에 형성된 씰 그루브에 삽입되고,
상기 코드 씰은 상기 씰 그루브의 내벽을 따라 형성된 코드 씰 그루브에 삽입되는, 세퍼레이트 씰.
In claim 1,
The seal head is inserted into a seal groove formed in the turbine casing,
A separate seal wherein the cord seal is inserted into a cord seal groove formed along an inner wall of the seal groove.
청구항 3에 있어서,
상기 씰 헤드의 폭 크기는 상기 씰 그루브 폭 크기의 80% 이상으로 형성되는, 세퍼레이트 씰.
In claim 3,
A separate seal, wherein the width size of the seal head is formed to be 80% or more of the seal groove width size.
청구항 3에 있어서,
상기 코드 씰의 체적은 상기 코드 씰 그루브 체적의 80% ~ 90% 가 되도록 형성되는, 세퍼레이트 씰.
In claim 3,
A separate seal wherein the volume of the cord seal is formed to be 80% to 90% of the volume of the cord seal groove.
터빈 케이싱;
첫번째 터빈 베인을 장착하는 첫번째 터빈 베인 캐리어;
상기 터빈 케이싱과 상기 첫번째 터빈 베인 캐리어 사이에 설치되어, 압축기에서 유래된 압축 공기가 터빈으로 누설되는 것을 방지하는 세퍼레이트 씰;
을 포함하며, 상기 세퍼레이트 씰은,
상기 첫번째 터빈 베인 캐리어와 상기 터빈 케이싱 사이의 환형 공간을 씰링하는 환형 형상의 판 부재인 씰 바디;
상기 씰 바디의 외측면에서 가스 터빈의 축을 기준으로 하는 방사 방향으로 연장 형성된 씰 헤드;
상기 씰 헤드의 외면에 적어도 하나 이상 형성된 코드 씰;
을 포함하는, 터빈.
turbine casing;
a first turbine vane carrier that mounts the first turbine vane;
a separate seal installed between the turbine casing and the first turbine vane carrier to prevent compressed air derived from the compressor from leaking into the turbine;
It includes, and the separate seal includes,
A seal body that is an annular plate member that seals an annular space between the first turbine vane carrier and the turbine casing;
a seal head extending from the outer surface of the seal body in a radial direction based on the axis of the gas turbine;
At least one code seal formed on the outer surface of the seal head;
Including turbines.
청구항 6에 있어서,
상기 씰 헤드의 단면은 원형 또는 방사 방향으로 장반경을 갖는 타원형인, 터빈.
In claim 6,
The turbine has a cross-section of the seal head that is circular or oval with a semi-major axis in the radial direction.
청구항 6에 있어서,
상기 씰 헤드는 상기 터빈 케이싱에 형성된 씰 그루브에 삽입되고,
상기 코드 씰은 상기 씰 그루브의 내벽을 따라 형성된 코드 씰 그루브에 삽입되는, 터빈.
In claim 6,
The seal head is inserted into a seal groove formed in the turbine casing,
The cord seal is inserted into a cord seal groove formed along an inner wall of the seal groove.
청구항 8에 있어서,
상기 씰 헤드의 폭 크기는 상기 씰 그루브 폭 크기의 80% 이상으로 형성되는, 터빈.
In claim 8,
A turbine wherein the seal head has a width size of 80% or more of the seal groove width size.
청구항 8에 있어서,
상기 코드 씰의 체적은 상기 코드 씰 그루브 체적의 80% ~ 90% 가 되도록 형성되는, 터빈.
In claim 8,
A turbine wherein the volume of the cord seal is formed to be 80% to 90% of the volume of the cord seal groove.
외부 공기를 흡입하여 압축하는 압축기;
상기 압축기에서 압축된 공기에 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기;
내부에 터빈 블레이드와 터빈 베인이 장착되며, 상기 연소기로부터 배출되는 연소 가스에 의해 상기 터빈 블레이드가 회전하는 터빈;을 포함하며,
상기 터빈은,
터빈 케이싱;
첫번째 터빈 베인을 장착하는 첫번째 터빈 베인 캐리어;
상기 터빈 케이싱과 상기 첫번째 터빈 베인 캐리어 사이에 설치되어, 압축기에서 유래된 압축 공기가 터빈으로 누설되는 것을 방지하는 세퍼레이트 씰;을 포함하며,
상기 세퍼레이트 씰은,
상기 첫번째 터빈 베인 캐리어와 상기 터빈 케이싱 사이의 환형 공간을 씰링하는 환형 형상의 판 부재인 씰 바디;
상기 씰 바디의 외측면에서 가스 터빈의 축을 기준으로 하는 방사 방향으로 연장 형성된 씰 헤드;
상기 씰 헤드의 외면에 적어도 하나 이상 형성된 코드 씰;
을 포함하는, 가스 터빈.
A compressor that takes in outside air and compresses it;
a combustor that mixes fuel with air compressed by the compressor and combusts it;
It includes a turbine in which a turbine blade and a turbine vane are mounted inside, and the turbine blade rotates by combustion gas discharged from the combustor,
The turbine is,
turbine casing;
a first turbine vane carrier that mounts the first turbine vane;
It includes a separate seal installed between the turbine casing and the first turbine vane carrier to prevent compressed air derived from the compressor from leaking into the turbine,
The separate seal is
A seal body that is an annular plate member that seals an annular space between the first turbine vane carrier and the turbine casing;
a seal head extending from the outer surface of the seal body in a radial direction based on the axis of the gas turbine;
At least one code seal formed on the outer surface of the seal head;
Including gas turbines.
청구항 11에 있어서,
상기 씰 헤드의 단면은 원형 또는 방사 방향으로 장반경을 갖는 타원형인, 가스 터빈.
In claim 11,
The gas turbine has a cross-section of the seal head that is circular or oval with a semi-major axis in the radial direction.
청구항 11에 있어서,
상기 씰 헤드는 상기 터빈 케이싱에 형성된 씰 그루브에 삽입되고,
상기 코드 씰은 상기 씰 그루브의 내벽을 따라 형성된 코드 씰 그루브에 삽입되는, 가스 터빈.
In claim 11,
The seal head is inserted into a seal groove formed in the turbine casing,
The cord seal is inserted into a cord seal groove formed along an inner wall of the seal groove.
청구항 13에 있어서,
상기 씰 헤드의 폭 크기는 상기 씰 그루브 폭 크기의 80% 이상으로 형성되는, 가스 터빈.
In claim 13,
A gas turbine wherein the width size of the seal head is formed to be 80% or more of the seal groove width size.
청구항 13에 있어서,
상기 코드 씰의 체적은 상기 코드 씰 그루브 체적의 80% ~ 90% 가 되도록 형성되는, 가스 터빈.
In claim 13,
A gas turbine wherein the volume of the cord seal is formed to be 80% to 90% of the volume of the cord seal groove.
KR1020220173167A 2022-12-12 2022-12-12 Separate seal, turbin and gas turbine comprising it KR20240087444A (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020220173167A KR20240087444A (en) 2022-12-12 2022-12-12 Separate seal, turbin and gas turbine comprising it

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020220173167A KR20240087444A (en) 2022-12-12 2022-12-12 Separate seal, turbin and gas turbine comprising it

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20240087444A true KR20240087444A (en) 2024-06-19

Family

ID=91712614

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020220173167A KR20240087444A (en) 2022-12-12 2022-12-12 Separate seal, turbin and gas turbine comprising it

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR20240087444A (en)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3988763A1 (en) Impingement jet cooling structure with wavy channel
US11629604B2 (en) Structure for assembling turbine blade seals, gas turbine including the same, and method of assembling turbine blade seals
US11313561B2 (en) Combustor with axial fuel staging system and gas turbine having the same
KR102291086B1 (en) Sealing assembly and gas turbine comprising the same
US11248792B2 (en) Combustor and gas turbine including the same
KR101965505B1 (en) Ring segment of turbine blade and turbine and gas turbine comprising the same
KR102356488B1 (en) Turbine vane and gas turbine comprising the same
KR20240087444A (en) Separate seal, turbin and gas turbine comprising it
KR101958110B1 (en) Turbine stator, turbine and gas turbine comprising the same
KR20210106658A (en) Sealing assembly and gas turbine comprising the same
KR20240087270A (en) Turbine vane platform sealing assembly, turbine vane and gas turbine comprising it
KR20240076088A (en) Turbine vane platform sealing assembly, turbine vane and gas turbine comprising it
KR102307578B1 (en) Turbine Vane and Turbine Vane Assembly Having the Same
KR102498836B1 (en) Apparatus for controlling tip clearance of turbine blade and gas turbine compring the same
KR20240095997A (en) Ring segment and gas turbine comprising it
US12012871B1 (en) Blade fastening assembly and gas turbine including same
KR102498837B1 (en) Apparatus for controlling tip clearance of turbine blade and gas turbine compring the same
KR102358993B1 (en) Turbine Vane Support Body and Turbine Vane Assembly Having the Same
KR20240097363A (en) Turbine blade and gas turbine comprising it
KR102566946B1 (en) Sealing assembly and turbo-machine comprising the same
KR20240099892A (en) Turbine blade and gas turbine comprising it
KR102440257B1 (en) Sealing assembly and turbo-machine comprising the same
KR102120097B1 (en) Stationary vane nozzle of gas turbine
KR20240108752A (en) Turbine blade sealing assembly and gas turbine comprising it
KR20240108753A (en) Turbine blade sealing assembly and gas turbine comprising it