KR102084162B1

KR102084162B1 - Turbine stator, turbine and gas turbine including the same

Info

Publication number: KR102084162B1
Application number: KR1020180112231A
Authority: KR
Inventors: 송진우
Original assignee: 두산중공업 주식회사
Priority date: 2018-09-19
Filing date: 2018-09-19
Publication date: 2020-03-03

Abstract

The present invention provides a turbine stator, a turbine, and a gas turbine including the same. The turbine stator allows combustion gas received from a combustor of a gas turbine to pass through the inside thereof, and comprises: a casing; a plurality of vanes installed on the inner circumferential surface of the casing, and arranged in multiple stages in a flow direction of combustion gas; an auxiliary assembly which is installed in the end portion of an inner side of a first-stage vane among the plurality of vanes, and fixes the first-stage vane on the casing; and a pressing structure which is interposed between the end portion of the inner side of the first-stage vane and the auxiliary assembly, presses the first-stage vane in the axial direction of the casing, and is installed to be slid with respect to the auxiliary assembly in the radial direction of the casing. According to the turbine stator, the turbine, and the gas turbine including the same, the pressing structure is interposed between the end portion of the inner side in the radial direction of turbine vanes and the auxiliary assembly to prevent relative displacement between the end portion of an outer side and the end portion of the inner side in the radial direction of the turbine vanes, thereby preventing excessive stress on the turbine vanes.

Description

Turbine stator, turbine and gas turbine including the same}

본 발명은 터빈 스테이터, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈에 관한 것으로, 더욱 상세하게는, 가스터빈의 연소기로부터 공급받은 연소가스가 내부로 통과하는 터빈 스테이터, 터빈 블레이드의 회전을 통해 동력을 발생시키는 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a turbine stator, a turbine and a gas turbine including the same, and more particularly, a turbine generating power through rotation of a turbine stator and a turbine blade through which combustion gas supplied from a combustor of a gas turbine passes through. And it relates to a gas turbine comprising the same.

일반적으로, 가스터빈은 압축기와 연소기와 터빈으로 구성된다. 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 general, a gas turbine consists of a compressor, a combustor and a turbine. The compressor is arranged alternately with a plurality of compressor vanes and compressor blades in the compressor casing. The compressor draws in external 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 by the compressor and mixes it with the fuel. The combustor also ignites the fuel mixed with the compressed air with an igniter to produce combustion gases of high temperature and high pressure. The combustion gas thus produced 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 the turbine casing. And the turbine receives the combustion gas generated in the combustor and passes through. The combustion gas passing through the inside of the turbine rotates the turbine blades, and the combustion gas passing through the inside of the turbine is discharged to the outside through the turbine diffuser.

가스터빈은 타이로드(Tie rod)를 더 포함한다. 상기 타이로드는, 압축기 블레이드가 외주면에 결합되는 압축기 디스크와, 터빈 블레이드가 외주면에 결합되는 터빈 디스크의 중심부를 관통하도록 설치된다. 이에 따라 상기 타이로드는, 압축기 디스크와 터빈 디스크가 가스터빈의 내부에서 서로 고정될 수 있도록 한다.The gas turbine further includes a tie rod. The tie rod is installed so as to penetrate through the center of the compressor disk to which the compressor blade is coupled to the outer circumferential surface, and the turbine disk to which the turbine blade is coupled to the outer peripheral surface. The tie rods thus allow the compressor disk and turbine disk to be fixed to one another in 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 portion such as a piston-cylinder, so that consumption of lubricant is extremely low. Therefore, the gas turbine has an advantage that the amplitude, which is a characteristic of the reciprocating machine, is greatly reduced, and the high speed movement is possible to generate a high capacity power.

한편, 터빈 베인 중 가장 전단부에 위치한 1단 터빈 베인은, 반경방향 외측 단부가 케이싱에 결합되고, 내측 단부가 케이싱에 조립된 보조조립체에 결합된다. 그리고 상기 1단 터빈 베인은, 터빈의 부품 중에서 연소기에서 생성된 고온 고압의 연소가스와 가장 먼저 접하게 된다.On the other hand, the first stage turbine vanes located at the most front end of the turbine vanes, the radially outer end is coupled to the casing, the inner end is coupled to the auxiliary assembly assembled to the casing. The first stage turbine vanes are first contacted with the high temperature and high pressure combustion gas generated in the combustor.

이때, 가스터빈의 작동 중 또는 정지 시, 상기 1단 터빈 베인은 반경방향 외측 단부와 내측 단부 간에 온도차가 발생된다. 따라서 종래의 가스터빈에 의하면, 상기 1단 터빈 베인의 외측 단부와 내측 단부 간에 상대적인 변위가 발생되고, 이로 인해 터빈 베인에 과도한 응력이 발생된다는 문제가 있다.At this time, during operation or stop of the gas turbine, the first stage turbine vane generates a temperature difference between the radially outer end and the inner end. Therefore, according to the conventional gas turbine, there is a problem that a relative displacement is generated between the outer end and the inner end of the first stage turbine vane, which causes excessive stress on the turbine vane.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 창출된 것으로서, 1단 터빈 베인의 반경방향 외측 단부와 내측 단부 사이에 상대적인 변위가 발생되는 것을 방지하는 터빈 스테이터, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈을 제공하는 데 목적이 있다.The present invention has been made to solve the above problems, and provides a turbine stator, a turbine and a gas turbine including the same, which prevents a relative displacement between the radially outer end and the inner end of the first stage turbine vane. There is a purpose.

본 발명의 일 측면에 따른 터빈 스테이터는, 가스터빈의 연소기로부터 공급받은 연소가스가 내부로 통과하는 것으로서, 케이싱; 상기 케이싱의 내주면에 설치되며, 연소가스의 유동방향을 따라 다단(Multi stage)으로 배치되는 복수개의 베인; 상기 복수개의 베인 중 1단 베인의 내측 단부에 설치되며, 상기 1단 베인을 상기 케이싱에 고정시키는 보조조립체; 및 상기 1단 베인의 내측 단부와 상기 보조조립체의 사이에 개재되며, 상기 케이싱의 축 방향을 따라 상기 1단 베인을 가압하고, 상기 케이싱의 반경방향을 따라 상기 보조조립체에 대하여 슬라이딩 가능하게 설치되는 가압구조체를 포함한다.Turbine stator according to an aspect of the present invention, the combustion gas supplied from the combustor of the gas turbine passes therein, the casing; A plurality of vanes disposed on an inner circumferential surface of the casing and arranged in a multi stage along a flow direction of the combustion gas; An auxiliary assembly installed at an inner end of the first stage vane of the plurality of vanes and fixing the first stage vane to the casing; And interposed between the inner end of the first stage vane and the auxiliary assembly, pressurizing the first stage vane along the axial direction of the casing, and slidably installed with respect to the auxiliary assembly along the radial direction of the casing. It includes a pressure structure.

본 발명의 다른 측면에 의하면, 가스터빈의 연소기로부터 공급받은 연소가스를 내부로 통과시켜, 전력 생성을 위한 동력을 발생시키는 것으로서, 가스터빈의 연소기와 연통하며, 내부로 연소가스가 유동하는 스테이터; 및 상기 스테이터의 내부에 설치되며, 공급받은 연소가스에 의해 회전하는 로터를 포함하며, 상기 스테이터는, 케이싱과, 상기 케이싱의 내주면에 설치되며, 연소가스의 유동방향을 따라 다단(Multi stage)으로 배치되는 복수개의 베인과, 상기 복수개의 베인 중 1단 베인의 내측 단부에 설치되며, 상기 1단 베인을 상기 케이싱에 고정시키는 보조조립체와, 상기 1단 베인의 내측 단부와 상기 보조조립체의 사이에 개재되며, 상기 케이싱의 축 방향을 따라 상기 1단 베인을 가압하고, 상기 케이싱의 반경방향을 따라 상기 보조조립체에 대하여 슬라이딩 가능하게 설치되는 가압구조체를 포함하는 터빈이 제공된다.According to another aspect of the present invention, by passing the combustion gas supplied from the combustor of the gas turbine inside to generate power for generating power, the stator is in communication with the combustor of the gas turbine, the combustion gas flows therein; And a rotor installed inside the stator and rotating by the supplied combustion gas, wherein the stator is installed on the casing and the inner circumferential surface of the casing and is multistage along the flow direction of the combustion gas. A plurality of vanes disposed, an auxiliary assembly installed at an inner end of the first stage vane of the plurality of vanes, and fixing the first vane to the casing, between the inner end of the first stage vane and the auxiliary assembly A turbine is provided that includes an urging structure interposed between the first vane along the axial direction of the casing and slidably installed with respect to the auxiliary assembly along the radial direction of the casing.

본 발명의 또 다른 측면에 의하면, 외부로부터 공기를 흡입하여 압축시키는 압축기; 상기 압축기로부터 공급받은 압축공기를, 외부로부터 공급받은 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기; 및 상기 연소기로부터 공급받은 연소가스를 내부로 통과시켜, 전력 생성을 위한 동력을 발생시키는 터빈을 포함하되, 상기 터빈은, 가스터빈의 연소기와 연통하며, 내부로 연소가스가 유동하는 스테이터와, 상기 스테이터의 내부에 설치되며, 공급받은 연소가스에 의해 회전하는 로터를 포함하며, 상기 스테이터는, 케이싱과, 상기 케이싱의 내주면에 설치되며, 연소가스의 유동방향을 따라 다단(Multi stage)으로 배치되는 복수개의 베인과, 상기 복수개의 베인 중 1단 베인의 내측 단부에 설치되며, 상기 1단 베인을 상기 케이싱에 고정시키는 보조조립체와, 상기 1단 베인의 내측 단부와 상기 보조조립체의 사이에 개재되며, 상기 케이싱의 축 방향을 따라 상기 1단 베인을 가압하고, 상기 케이싱의 반경방향을 따라 상기 보조조립체에 대하여 슬라이딩 가능하게 설치되는 가압구조체를 포함하는 가스터빈이 제공된다.According to another aspect of the present invention, a compressor for sucking and compressing air from the outside; A combustor configured to combust the compressed air supplied from the compressor with fuel supplied from the outside; And a turbine configured to generate a power for generating power by passing the combustion gas supplied from the combustor therein, wherein the turbine communicates with a combustor of a gas turbine and includes a stator in which combustion gas flows. It is installed inside the stator, and includes a rotor that rotates by the supplied combustion gas, the stator is installed on the casing, the inner circumferential surface of the casing, and is arranged in a multi stage along the flow direction of the combustion gas A plurality of vanes and an auxiliary assembly installed at an inner end of the first stage vane of the plurality of vanes and interposed between the inner assembly of the first stage vane and the auxiliary assembly to fix the first vane to the casing; And pressurizing the first stage vanes along the axial direction of the casing and sliding with respect to the auxiliary assembly along the radial direction of the casing. There is provided a gas turbine including a pressurized structure that is installed.

상기 1단 베인은, 상기 케이싱에 결합되는 아우터 슈라우드와, 상기 아우터 슈라우드에 결합되는 에어포일과, 상기 에어포일의 내측 단부에 결합되는 이너 슈라우드와, 상기 이너슈라우드의 내측면에 형성되는 돌출부와, 상기 돌출부로부터 상기 보조조립체 측으로 돌출되는 결합돌기를 포함하며, 상기 가압구조체는, 상기 돌출부 측의 면에 상기 결합돌기가 삽입되는 결합홈이 형성될 수 있다.The first vane may include an outer shroud coupled to the casing, an air foil coupled to the outer shroud, an inner shroud coupled to an inner end of the air foil, and a protrusion formed on an inner surface of the inner shroud; A coupling protrusion protruding from the protrusion to the side of the auxiliary assembly, the pressing structure, the coupling groove into which the coupling protrusion is inserted into the surface of the protrusion side may be formed.

상기 보조조립체는, 상기 케이싱의 반경방향을 따라 안착홈이 형성되며, 상기 가압구조체는, 상기 안착홈의 내면에 안착될 수 있다.The auxiliary assembly may have a seating groove formed along a radial direction of the casing, and the pressing structure may be seated on an inner surface of the seating groove.

상기 보조조립체는, 상기 가압구조체 측의 면에 안착돌기가 돌출 형성되며, 상기 가압구조체는, 상기 케이싱의 반경방향을 기준으로 하였을 때의 상기 안착돌기의 내측에 안착될 수 있다.The auxiliary assembly may have a mounting protrusion protruding from the side of the pressing structure side, and the pressing structure may be mounted inside the mounting protrusion when the radial direction of the casing is used as a reference.

상기 가압구조체는, 상기 1단 베인의 내측 단부와 대향하는 측의 면에 결합홈이 형성된 고정부재와, 상기 고정부재와 상기 보조조립체의 사이에 개재되며 상기 고정부재를 상기 케이싱의 축 방향으로 가압하는 가압부재를 포함할 수 있다.상기 가압구조체는, 고정부재와, 상기 고정부재와 상기 보조조립체의 사이에 개재되는 가압부재를 더 포함하며, 상기 케이싱의 반경방향을 기준으로 하였을 때, 상기 안착홈의 폭은, 상기 가압구조체의 폭보다 더 크게 형성될 수 있다.The pressurizing structure is interposed between a fixing member having a coupling groove formed on a surface of the side opposite to the inner end of the first stage vane, and between the fixing member and the auxiliary assembly and pressing the fixing member in the axial direction of the casing. The pressing structure may further include a pressing member interposed between the fixing member and the fixing member and the auxiliary assembly, and the seating member is provided based on a radial direction of the casing. The width of the groove may be larger than the width of the pressing structure.

상기 보조조립체는, 상기 가압구조체 측의 면으로부터 돌출되되, 단부가 상기 가압부재 측으로 절곡된 절곡편이 형성되며, 상기 가압부재는, 상기 보조조립체 측의 단부가 상기 1단 베인 측을 향하도록 절곡 형성되어 상기 절곡편에 삽입될 수 있다.The auxiliary assembly is protruded from the surface of the pressing structure side, the end is bent to form a bent piece to the pressing member side, the pressing member, the end of the auxiliary assembly side is formed to be bent toward the first end vane side Can be inserted into the bent piece.

상기 가압구조체는, 상기 케이싱의 축 방향을 따라 압축된 상태로 상기 1단 베인의 내측 단부와 상기 보조조립체의 사이에 개재될 수 있다.The pressing structure may be interposed between the inner end of the first end vane and the auxiliary assembly in a compressed state along the axial direction of the casing.

본 발명에 따른 터빈 스테이터, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈에 의하면, 터빈 베인의 반경방향 내측 단부와 보조조립체의 사이에 가압구조체를 개재함으로써, 터빈 베인의 반경방향 외측 단부와 내측 단부 간에 상대적인 변위가 발생하는 것을 방지할 수 있으며, 그에 따라 터빈 베인에 과도한 응력이 발생되는 것을 방지할 수 있다.According to the turbine stator, the turbine and the gas turbine including the same according to the present invention, a relative displacement between the radially outer end and the inner end of the turbine vane is provided by interposing a pressing structure between the radially inner end of the turbine vane and the subassembly. It can be prevented from occurring, and accordingly, excessive stress on the turbine vane can be prevented.

도 1은 본 발명에 따른 가스터빈의 단면도이다.
도 2는 도 1에 나타낸 Ⅱ 부분을 확대하여 도시한 단면도이다.
도 3은 도 2에 나타낸 Ⅲ 부분을 확대하여 도시한 본 발명의 제1실시예에 따른 가압구조체의 단면도이다.
도 4는 도 2에 나타낸 Ⅲ 부분을 확대하여 도시한 본 발명의 제2실시예에 따른 가압구조체의 단면도이다.
도 5는 도 2에 나타낸 Ⅲ 부분을 확대하여 도시한 본 발명의 제3실시예에 따른 가압구조체의 단면도이다.1 is a cross-sectional view of a gas turbine according to the present invention.
FIG. 2 is an enlarged cross-sectional view of part II shown in FIG. 1.
3 is a cross-sectional view of the pressing structure according to the first embodiment of the present invention showing an enlarged portion III shown in FIG.
4 is a cross-sectional view of the pressing structure according to the second embodiment of the present invention showing an enlarged portion III shown in FIG.
FIG. 5 is a cross-sectional view of the pressing structure according to the third embodiment of the present invention showing an enlarged portion III shown in FIG.

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 illustrated in the drawings, this is merely exemplary, and it will be understood by those skilled in the art that various modifications and equivalent other embodiments are possible. Therefore, the true technical protection scope of the present invention will be defined by the technical spirit of the appended claims.

이하, 본 발명에 따른 터빈 스테이터, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈의 실시예에 대해서 도면을 참조하여 설명하도록 한다.Hereinafter, embodiments of a turbine stator, a turbine, and a gas turbine including the same according to the present invention will be described with reference to the drawings.

도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 가스터빈(10)은 압축기(11), 연소기(12) 및 터빈(100)을 포함한다. 기체(압축공기 또는 연소가스)의 유동방향을 기준으로 하였을 때, 가스터빈(10)의 상류 측에는 압축기(11)가 배치되고 하류 측에는 터빈(100)이 배치된다. 그리고 압축기(11)와 터빈(100) 사이에는 연소기(12)가 배치된다.Referring to FIG. 1, a gas turbine 10 according to the present invention includes a compressor 11, a combustor 12, and a turbine 100. Based on the flow direction of the gas (compressed air or combustion gas), the compressor 11 is disposed upstream of the gas turbine 10 and the turbine 100 is disposed downstream. The combustor 12 is disposed between the compressor 11 and the turbine 100.

압축기는 압축기 케이싱 내부에 압축기 베인과 압축기 로터를 수용하며, 터빈은 터빈 케이싱 내부에 터빈 베인과 터빈 로터를 수용한다. 이러한 압축기 베인과 압축기 로터는 압축공기의 유동방향을 따라 다단(Multi-stage)으로 배치되며, 터빈 베인과 터빈 로터 역시 연소가스의 유동방향을 따라 다단으로 배치된다. 이때, 압축기는 흡입된 공기가 압축될 수 있게 전단(Front-stage)에서 후단(Rear-stage) 측으로 갈수록 내부공간이 줄어들며, 반대로 터빈은 연소기로부터 공급받은 연소가스가 팽창될 수 있게 전단에서 후단 측으로 갈수록 내부공간이 커지는 구조로 설계된다.The compressor houses a compressor vane and a compressor rotor inside the compressor casing, and the turbine houses a turbine vane and a turbine rotor inside the turbine casing. The compressor vanes and the compressor rotor are arranged in a multi-stage along the flow direction of the compressed air, and the turbine vanes and the turbine rotor are also arranged in the multistage along the flow direction of the combustion gas. At this time, the compressor reduces the internal space from the front stage to the rear stage so that the sucked air can be compressed. On the contrary, the turbine moves from the front stage to the rear stage so that the combustion gas supplied from the combustor can expand. It is designed to have a larger internal space.

한편, 압축기의 최후단부 측에 위치한 압축기 로터와, 터빈의 최전단부 측에 위치한 터빈 로터 사이에는, 터빈에서 발생된 회전토크를 상기 압축기로 전달하는 토크 전달부재로서의 토크튜브(13)가 배치된다. 상기 토크튜브(13)는 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 rotor located at the rear end side of the compressor and the turbine rotor located at the front end side of the turbine, a torque tube 13 as a torque transmission member for transmitting the rotational torque generated from the turbine to the compressor is disposed. . The torque tube 13 may be composed of a plurality of torque tube disks having 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 tubes are four It may be composed of a plurality of torque tube disks composed of the above stages or two stages or less.

상기 압축기 로터는, 압축기 디스크와 압축기 블레이드를 포함한다. 상기 압축기 케이싱의 내부에는 복수개(예를 들어 14매)의 압축기 디스크가 구비되고, 상기 각각의 압축기 디스크들은 타이로드에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결된다. 더욱 상세하게는, 상기 각각의 압축기 디스크는 중심부가 상기 타이로드에 의해 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬된다. 그리고 인접하는 각각의 압축기 디스크는 대향하는 면이 상기 타이로드에 의해 압착되어, 서로 상대적인 회전을 할 수 없도록 배치된다.The compressor rotor comprises a compressor disk and a compressor blade. A plurality of compressor disks (for example, 14 sheets) are provided in the compressor casing, and the respective compressor disks are fastened so as not to be spaced in the axial direction by tie rods. More specifically, the respective compressor discs are aligned along the axial direction with each other with the center penetrated by the tie rods. Each of the adjacent compressor disks is arranged such that opposing surfaces are compressed by the tie rods so that they cannot rotate relative to each other.

상기 압축기 디스크의 외주면에는 복수개의 압축기 블레이드가 방사상으로 결합된다. 또한, 상기 압축기 블레이드의 사이에는, 동일한 단(Stage)을 기준으로 하였을 때 상기 압축기 케이싱의 내주면에 환상으로 설치되는 복수개의 압축기 베인이 각각 배치된다. 상기 압축기 베인은 상기 압축기 디스크와는 달리 회전하지 않도록 고정된 상태를 유지하며, 압축기 블레이드를 통과한 압축공기의 흐름을 정렬하여 하류 측에 위치하는 압축기 블레이드로 압축공기를 안내하는 역할을 한다. 이때, 상기 압축기 케이싱과 압축기 베인은, 상기 압축기 로터와 구분하기 위하여, 압축기 스테이터라는 포괄적인 명칭으로 정의될 수 있다.A plurality of compressor blades are radially coupled to the outer circumferential surface of the compressor disk. In addition, between the compressor blades, a plurality of compressor vanes that are annularly installed on the inner circumferential surface of the compressor casing are arranged based on the same stage. Unlike the compressor disk, the compressor vane maintains a fixed state so as not to rotate, and aligns the flow of compressed air passing through the compressor blade to guide the compressed air to a compressor blade located downstream. In this case, the compressor casing and the compressor vane may be defined under a generic name of a compressor stator to distinguish the compressor rotor from the compressor rotor.

상기 타이로드는 상기 복수개의 압축기 디스크와, 후술할 터빈 디스크의 중심부를 관통하도록 배치되며, 일 측 단부는 압축기의 최전단부 측에 위치한 압축기 디스크 내에 체결되고, 타 측 단부는 고정 너트에 의해 체결된다.The tie rod is disposed to penetrate through the plurality of compressor disks and the center of the turbine disk to be described later, one end is fastened in the compressor disk located on the front end side of the compressor, the other end is fastened by a fixing nut do.

상기 타이로드의 형태는 가스터빈에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도 1에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다. 즉, 도시된 바와 같이 하나의 타이로드가 압축기 디스크와 터빈 디스크의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수개의 타이로드가 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.The shape of the tie rod may be formed in a variety of structures depending on the gas turbine, it is not necessarily limited to the form shown in FIG. That is, as shown in the figure, one tie rod may have a form penetrating the central portions of the compressor disk and the turbine disk, and a plurality of tie rods may be arranged in a circumferential shape, and they may be mixed.

도시되지는 않았으나, 가스터빈의 압축기에는 유체의 압력을 높이고 난 후 연소기 입구로 들어가는 유체의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위하여 안내깃 역할을 하는 디스월러(Desworler)가 설치될 수 있다.Although not shown, the compressor of the gas turbine may be provided with a desworler that serves as a guide vane to adjust the flow angle of the fluid entering the combustor inlet after the increase of the pressure of the fluid to the design flow angle.

상기 연소기에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소가스를 만들어 내며, 등압연소과정으로 연소기 및 터빈부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스의 온도를 높이게 된다.The combustor mixes and combusts the introduced compressed air with fuel to produce a high-temperature, high-pressure combustion gas of high energy, and increases the temperature of the combustion gas to a heat-resistant limit that the combustor and turbine parts can withstand during the isothermal combustion process.

가스터빈의 연소시스템을 구성하는 연소기는 셀(Cell) 형태로 형성되는 연소기 케이싱 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연료를 분사하는 노즐과, 연소실을 형성하는 라이너(Liner), 그리고 연소기와 터빈의 연결부가 되는 트랜지션피스(Transition piece)를 포함한다.The combustor constituting the combustion system of the gas turbine may be arranged in a combustor casing formed in the form of a cell, a nozzle for injecting fuel, a liner forming a combustion chamber, and a connection between the combustor and the turbine. It includes a transition piece to be.

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 fuel injected by the fuel nozzle is mixed with the compressed air of the compressor and combusted. The liner includes a combustion chamber providing a combustion space in which fuel mixed with air is combusted, and a liner annular flow path surrounding the combustion chamber and forming an annular space. In addition, the nozzle for injecting fuel is coupled to the front end of the liner, the igniter is coupled to the side wall.

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 passage, compressed air introduced through a plurality of holes (Hole) provided on the outer wall of the liner flows, and compressed air cooled by a transition piece to be described later also flows therethrough. As such, the compressed air flows along the outer wall of the liner, thereby preventing the liner from being damaged by heat generated by 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 to send the combustion gas combusted by the spark plug to the turbine side. Like the liner, the transition piece is formed with a transition piece annular flow path surrounding the inner space of the transition piece, the outer wall by the compressed air flowing along the transition piece annular flow path to prevent damage due to the high temperature of the combustion gas The addition is cooled.

한편, 상기 연소기에서 나온 고온, 고압의 연소가스는 상술한 터빈으로 공급된다. 터빈으로 공급된 고온 고압의 연소가스는 터빈의 내부를 통과하면서 팽창하게 되고, 그에 따라 후술할 터빈 블레이드에 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 is supplied to the turbine described above. The combustion gas of the high temperature and high pressure supplied to the turbine expands while passing through the inside of the turbine, thereby applying a pulsating and reaction force to the turbine blade, which will be described later, so that rotation torque is generated. The rotation torque thus obtained is transmitted to the compressor via the above-described torque tube, and a portion exceeding the power required for driving the compressor is used to drive a generator or the like.

상기 터빈(100)은 기본적으로는 압축기의 구조와 유사하다. 즉, 상기 터빈(100)에도 압축기의 압축기 로터와 유사한 복수개의 터빈 로터(110)가 구비된다. 따라서 상기 터빈 로터 역시, 터빈 디스크와, 이로부터 방사상으로 배치되는 복수개의 터빈 블레이드를 포함한다. 상기 터빈 블레이드의 사이에도, 동일한 단을 기준으로 하였을 때 상기 터빈 케이싱(1100;이하, 케이싱이라 한다)에 환상으로 설치되는 복수개의 터빈 베인이 구비되며, 상기 터빈 베인(1200;이하, 베인이라 한다)은 터빈 블레이드를 통과한 연소가스의 유동방향을 가이드하게 된다. 이때, 상기 터빈 케이싱과 터빈 베인 역시, 상기 터빈 로터와 구분하기 위하여, 터빈 스테이터(1000)라는 포괄적인 명칭으로 정의될 수 있다.The turbine 100 is basically similar to the structure of a compressor. That is, the turbine 100 is also provided with a plurality of turbine rotors 110 similar to the compressor rotor of the compressor. The turbine rotor thus also comprises a turbine disk and a plurality of turbine blades disposed radially therefrom. Between the turbine blades, a plurality of turbine vanes that are annularly installed in the turbine casing 1100 (hereinafter, referred to as a casing) are provided when the same stage is referenced, and the turbine vanes 1200 (hereinafter, referred to as vanes). ) Guides the flow direction of the combustion gas passing through the turbine blades. In this case, the turbine casing and the turbine vane may also be defined under the generic name of the turbine stator 1000 to distinguish it from the turbine rotor.

도 2를 참조하면, 상기 베인(1200)은, 아우터 슈라우드(1210), 에어포일(1220), 이너슈라우드(1230), 돌출부(1240) 및 결합돌기(1250)를 포함한다. 상기 아우터 슈라우드(1210)는, 상기 케이싱(1100)의 내주면에 결합된다. 상기 에어포일(1220)은 상기 아우터 슈라우드(1210)에 결합된다. 상기 이너슈라우드(1230)는 상기 에어포일(1220)의 내측 단부에 결합된다. 상기 돌출부(1240)는 상기 이너슈라우드의 내측면에서 내측으로 돌출 형성된다. 상기 결합돌기(1250)는, 상기 돌출부(140)로부터 상기 터빈 로터(110)의 축 방향을 따라 돌출 형성된다.2, the vane 1200 includes an outer shroud 1210, an air foil 1220, an inner shroud 1230, a protrusion 1240, and a coupling protrusion 1250. The outer shroud 1210 is coupled to an inner circumferential surface of the casing 1100. The air foil 1220 is coupled to the outer shroud 1210. The inner shroud 1230 is coupled to an inner end of the air foil 1220. The protrusion 1240 protrudes inward from the inner surface of the inner shroud. The coupling protrusion 1250 protrudes along the axial direction of the turbine rotor 110 from the protrusion 140.

상기 토크튜브(13)의 반경방향 외측에는, 상기 케이싱(1100)에 결합되어 고정되는 튜브링(14)이 설치된다. 그리고 상기 연소기(12)로부터 상기 터빈(100)으로 공급된 연소가스의 유동방향을 기준으로 하였을 때, 가장 상류 측에 배치된 베인(1200;이하, 1단 베인이라 한다)은, 그 이너슈라우드(1230)가 보조조립체(1300)에 의해 상기 튜브링(14)에 고정된다. 이에 따라 상기 1단 베인(1200)은, 상기 보조조립체(1300) 및 상기 튜브링(14)을 통해 상기 케이싱(1100)에 대하여 고정 배치된 상태를 유지하게 된다.A radially outer side of the torque tube 13 is provided with a tube ring 14 coupled to and fixed to the casing 1100. And based on the flow direction of the combustion gas supplied from the combustor 12 to the turbine 100, the vanes 1200 (hereinafter, referred to as one-stage vanes) disposed at the most upstream side are the inner shrouds ( 1230 is fixed to the tube ring 14 by an auxiliary assembly 1300. Accordingly, the first vane 1200 is maintained in a fixed state with respect to the casing 1100 through the auxiliary assembly 1300 and the tube ring 14.

이하, 도 3을 참조하여 본 발명의 제1실시예에 따른 터빈 스테이터(1000)에 대해 상세히 설명하도록 한다.Hereinafter, the turbine stator 1000 according to the first embodiment of the present invention will be described in detail with reference to FIG. 3.

도 3을 참조하면, 상기 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300)의 사이에는, 가압구조체(1400)가 개재된다. 상기 가압구조체(1400)는, 상기 보조조립체(1300)에 지지된 상태에서, 상기 1단 베인(1200)의 돌출부(1240)를 상기 케이싱(1100)의 축 방향으로 가압한다. 이를 위하여, 상기 가압구조체(1400)는, 고정부재(1410) 및 가압부재(1420)를 포함한다.Referring to FIG. 3, a pressure structure 1400 is interposed between the protrusion 1240 and the auxiliary assembly 1300. The pressing structure 1400 presses the protrusion 1240 of the first stage vane 1200 in the axial direction of the casing 1100 while being supported by the auxiliary assembly 1300. To this end, the pressing structure 1400, the fixing member 1410 and the pressing member 1420.

상기 고정부재(1410)는, 상기 1단 베인(1200)의 돌출부(1240)와 대향하는 측의 면에 결합홈(1411)이 형성된다. 그리고 상기 고정부재(1410)는, 상기 결합홈(1411)에 상기 결합돌기(1250)가 삽입되도록 상기 돌출부(1240)에 안착된다. 상기 가압부재(1420)는, 일단이 상기 고정부재(1410) 중 상기 결합홈(1411)이 형성되지 않은 측의 면에 결합되고, 타단이 상기 보조조립체(1300)에 접하도록 배치된다. 그리고 상기 가압부재(1420)는, 상기 고정부재(1410)를 상기 케이싱(1100)의 축 방향으로 가압한다. 이때, 상기 가압구조체(1400)는, 상기 가압부재(1420)에 예하중(Pre-load)이 가해진 상태로 상기 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300)의 사이에 개재된다. 즉, 상기 가압구조체(1400)는, 상기 가압부재(1420)가 탄성복원력을 받지 않는 중립점을 기준으로 하였을 때, 상기 터빈 로터(110)의 축 방향으로 압축된 상태로 설치된다.The fixing member 1410 has a coupling groove 1411 formed on a surface of the first vane 1200 that faces the protrusion 1240. The fixing member 1410 is seated on the protrusion 1240 such that the coupling protrusion 1250 is inserted into the coupling groove 1411. One end of the pressing member 1420 is coupled to a surface of the fixing member 1410 on which the coupling groove 1411 is not formed, and the other end of the pressing member 1420 is in contact with the auxiliary assembly 1300. The pressing member 1420 presses the fixing member 1410 in the axial direction of the casing 1100. In this case, the pressing structure 1400 is interposed between the protrusion 1240 and the auxiliary assembly 1300 in a state in which a preload is applied to the pressing member 1420. That is, the pressing structure 1400 is installed in the compressed state in the axial direction of the turbine rotor 110 when the pressing member 1420 is based on a neutral point that is not subjected to elastic restoring force.

종래와 같이 상기 1단 베인(1200)과 상기 보조조립체(1300) 사이에 상기 가압구조체(1400)가 설치되지 않은 경우, 상기 1단 터빈 베인(1200)은 상기 결합돌기(1250)가 상기 보조조립체(1300)에 직접 접촉되도록 설치된다. 따라서 종래의 가스터빈에 의하면, 상기 1단 터빈 베인(1200)이 상기 보조조립체(1300)에 대하여 상기 터빈 로터(110)의 반경방향을 따라 슬라이딩 가능하게 지지될 수는 있으나, 상기 1단 터빈 베인(1200)이 상기 보조조립체(1300)에 대하여 상기 터빈 로터(110)의 축 방향으로 움직일 수 있도록 지지되지는 않아, 상기 1단 터빈 베인(1200)의 축 방향 움직임에 대해 댐핑(Damping) 효과를 줄 수는 없다는 한계가 있다. 또한, 종래의 가스터빈에 의하면, 상기 연소기(12)로부터 공급받은 연소가스에 의해 상기 1단 베인(1200)의 외측 단부와 내측 단부에 변위차가 발생하는 경우, 상기 결합돌기(1250)와 상기 보조조립체(1300) 사이에 틈새가 발생하여, 상기 케이싱(1100)으로 유입된 연소가스가 상기 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300)의 사이로 유입되는 문제가 있다.When the pressure structure 1400 is not installed between the first stage vane 1200 and the auxiliary assembly 1300 as in the related art, the first stage turbine vane 1200 has the coupling protrusion 1250 in the auxiliary assembly. 1300 is installed to be in direct contact. Therefore, according to the conventional gas turbine, although the first stage turbine vane 1200 may be slidably supported along the radial direction of the turbine rotor 110 with respect to the auxiliary assembly 1300, the first stage turbine vanes Since the 1200 is not supported to move in the axial direction of the turbine rotor 110 with respect to the auxiliary assembly 1300, the damping effect is applied to the axial movement of the first stage turbine vane 1200. There is a limit that can not give. In addition, according to the conventional gas turbine, when the displacement difference occurs in the outer end and the inner end of the first stage vane 1200 by the combustion gas supplied from the combustor 12, the coupling protrusion 1250 and the auxiliary A gap is generated between the assembly 1300, so that the combustion gas introduced into the casing 1100 flows between the protrusion 1240 and the auxiliary assembly 1300.

하지만 본 발명과 같이 상기 1단 터빈 베인(1200)의 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300) 사이에 상기 가압구조체(1400)가 미리 압축되어 설치되는 경우, 상기 가압구조체(1400)는 상기 돌출부(1240)에 대하여 상기 터빈 로터(110)의 축 방향으로 예하중을 가한 상태가 되므로, 유입된 연소가스에 의해 상기 1단 터빈 베인(1200)이 열팽창을 하거나 진동을 하게 되더라도, 상기 가압구조체(1400)가 상기 1단 터빈 베인(1200)의 축 방향 움직임에 대해 댐핑 효과를 주어 상기 1단 터빈 베인(1200)의 진동을 상쇄시킬 수 있다. 또한, 본 발명의 경우, 상기 가압구조체(1400)가 상기 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300)의 사이에서 상기 터빈 로터(110)의 축 방향으로 상기 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300)를 가압하는 상태를 유지하므로, 상기 1단 터빈 베인(1200)의 열 팽창 등을 이유로 상기 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300)의 사이 거리가 벌어지더라도, 상기 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300)의 사이를 보다 기밀하게 밀폐시킬 수 있다.However, when the pressing structure 1400 is pre-compressed and installed between the protrusion 1240 and the auxiliary assembly 1300 of the first stage turbine vane 1200 as in the present invention, the pressing structure 1400 is the protrusion Since the preload is applied in the axial direction of the turbine rotor 110 with respect to the 1240, the pressurized structure ( 1400 may provide a damping effect to the axial movement of the first stage turbine vane 1200 to cancel the vibration of the first stage turbine vane 1200. In addition, in the present invention, the pressing structure 1400 is the protrusion 1240 and the auxiliary assembly 1300 in the axial direction of the turbine rotor 110 between the protrusion 1240 and the auxiliary assembly 1300. Since the pressure is maintained, the protrusion 1240 and the auxiliary assembly 1300 increase even if the distance between the protrusion 1240 and the auxiliary assembly 1300 increases due to thermal expansion of the first stage turbine vane 1200. The air gap between the subassemblies 1300 may be more hermetically sealed.

상기 가압부재(1420)는, 상기 터빈 로터(110)의 축 방향을 기준으로 하였을 때, 압축된 후의 길이가 원래의 길이 대비 60 내지 80%이 되도록 압축될 수 있다. 만약 상기 가압부재(1420)가 원래의 길이 대비 60% 미만이 되도록 압축되는 경우, 상기 가압구조체(1400)가 상기 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300)에 대하여 과도하게 큰 탄성 복원력을 가하여 부품에 손상을 입히게 된다. 반대로 상기 가압부재(1420)가 원래의 길이 대비 80 내지 100%로 압축되는 경우, 상기 가압구조체(1400)가 상기 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300)에 대하여 충분한 탄성 복원력을 가하지 못하여, 상기 돌출부(1240)를 상기 보조조립체(1300)에 대하여 충분히 지지하지 못함은 물론, 상기 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300) 사이의 기밀성을 효과적으로 유지할 수 없다. 따라서 상기 가압부재(1420)는, 상기 터빈 로터(110)의 축 방향을 기준으로 하였을 때, 압축된 후의 길이가 원래의 길이 대비 60 내지 80%이 되도록 압축된다고 할 수 있다.The pressing member 1420 may be compressed so that the length after the compression is 60 to 80% of the original length based on the axial direction of the turbine rotor 110. If the pressing member 1420 is compressed to be less than 60% of its original length, the pressing structure 1400 exerts excessively large elastic restoring force on the protrusion 1240 and the auxiliary assembly 1300. Will be damaged. On the contrary, when the pressing member 1420 is compressed to 80 to 100% of the original length, the pressing structure 1400 does not apply sufficient elastic restoring force to the protrusion 1240 and the auxiliary assembly 1300. The protrusion 1240 may not be sufficiently supported with respect to the subassembly 1300, and the airtightness between the protrusion 1240 and the subassembly 1300 may not be effectively maintained. Therefore, when the pressing member 1420 is based on the axial direction of the turbine rotor 110, it can be said that the length after being compressed is 60 to 80% of the original length.

한편, 상기 1단 베인(1200)은, 반경방향 외측 단부가 상기 케이싱(1100)에 결합되고, 내측 단부가 상기 보조조립체(1300)에 결합된다. 그리고 상기 1단 터빈 베인(1200)은, 터빈(100)의 부품 중에서 연소기에서 생성된 고온 고압의 연소가스와 가장 먼저 접하게 된다. 이때, 가스터빈(10)의 작동 중 또는 정지 시, 상기 1단 터빈 베인(1200)은 반경방향 외측 단부와 내측 단부 간에 온도차가 발생된다. 따라서 종래의 가스터빈에 의하면, 상기 1단 터빈 베인의 외측 단부와 내측 단부 간에 상대적인 변위가 발생되고, 이로 인해 상기 에어포일(1220)과 상기 아우터 슈라우드(1210)가 결합되는 지점에서 과도한 응력이 발생되는 문제가 있었다.On the other hand, the first vane 1200, the radially outer end is coupled to the casing 1100, the inner end is coupled to the auxiliary assembly 1300. In addition, the first stage turbine vane 1200 is first in contact with the combustion gas of the high temperature and high pressure generated in the combustor among the components of the turbine 100. At this time, during operation or stop of the gas turbine 10, the first stage turbine vane 1200 generates a temperature difference between the radially outer end and the inner end. Therefore, according to the conventional gas turbine, relative displacement is generated between the outer end and the inner end of the first stage turbine vane, which causes excessive stress at the point where the airfoil 1220 and the outer shroud 1210 are coupled. There was a problem.

하지만 본 발명과 같이 예하중이 가해진 가압구조체(1400)를 상기 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300)에 개재하는 경우, 상기 가압구조체(1400)는 상기 돌출부(1240)에 대하여 축 방향의 힘을 가하게 된다. 이 경우, 상기 연소기(12)로부터 공급받은 연소가스에 의해 상기 1단 베인(1200)의 외측과 내측 단부 간에 온도차가 발생하더라도, 상기 가압구조체(1400)에 의해 상기 1단 베인(1200)의 내측 단부가 가압됨에 따라, 상기 1단 베인(1200)의 내측 단부가 고정 배치된 상태를 유지하도록 할 수 있다.However, when the preloaded pressure structure 1400 is interposed on the protrusion 1240 and the auxiliary assembly 1300 as in the present invention, the pressure structure 1400 has an axial force with respect to the protrusion 1240. Will be added. In this case, even if a temperature difference occurs between the outer side and the inner end of the first stage vane 1200 by the combustion gas supplied from the combustor 12, the inner side of the first stage vane 1200 by the pressurizing structure 1400. As the end is pressed, the inner end of the first vane 1200 may be maintained in a fixed arrangement.

따라서 본 발명에 따른 터빈 스테이터(1000), 터빈(100) 및 가스터빈(10)에 의하면, 상기 1단 베인(1200)의 외측 단부와 내측 단부 간에 변위차가 발생되는 것을 방지할 수 있으며, 상기 에어포일(1220)과 상기 아우터 슈라우드(1210)가 결합되는 지점에서 과도한 응력이 발생되는 것을 방지할 수 있다.Therefore, according to the turbine stator 1000, the turbine 100 and the gas turbine 10 according to the present invention, it is possible to prevent the displacement difference between the outer end and the inner end of the first stage vane 1200, the air Excessive stress may be prevented from occurring at the point where the foil 1220 and the outer shroud 1210 are coupled to each other.

상기 가압구조체(1400)는, 상기 보조조립체(1300)에 안착되되, 상기 케이싱(1100)의 반경방향을 따라 슬라이딩 가능하게 안착된다. 이를 위하여, 상기 보조조립체(1300)는, 상기 돌출부(1240) 측의 면에 안착홈(1310)이 형성된다. 상기 안착홈(1310)은, 상기 케이싱(1100)의 반경방향을 따라 형성된다. 그리고 상기 가압구조체(1400)는, 상기 안착홈(1310)의 내면에 안착된다.The pressure structure 1400 is seated on the auxiliary assembly 1300, and is slidably seated along the radial direction of the casing 1100. To this end, the auxiliary assembly 1300, the mounting groove 1310 is formed on the surface of the protrusion 1240 side. The mounting groove 1310 is formed along the radial direction of the casing 1100. The pressure structure 1400 is seated on an inner surface of the seating groove 1310.

이때, 상기 케이싱(1100)의 반경방향을 기준으로 하였을 때의 상기 안착홈(1310)의 폭은, 상기 가압부재(1420)의 폭보다 더 크게 형성된다. 이 경우, 상기 가압구조체(1400)는, 상기 가압부재(1420)가 상기 안착홈(1310)에 안착된 상태에서, 상기 케이싱(1100)의 반경방향을 따라 슬라이딩 가능하게 배치된다.At this time, the width of the seating groove 1310 when the radial direction of the casing 1100 as a reference, is formed larger than the width of the pressing member 1420. In this case, the pressing structure 1400 is arranged to be slidable along the radial direction of the casing 1100 in a state where the pressing member 1420 is seated in the seating groove 1310.

이와 같이 상기 가압구조체(1400)가 상기 보조조립체(1300)에 슬라이딩 가능하게 설치되는 경우, 가스터빈(10)의 작동 중, 상기 연소기(12)로부터 공급받은 연소가스의 유동에 따라 상기 1단 터빈 베인(1200)에 발생될 수 있는 진동, 더욱 상세하게는, 상기 터빈 로터(110)의 반경방향 기준 내외방향을 따라 발생되는 진동을 상기 가압구조체(1400)가 흡수할 수 있게 된다. 따라서 본 발명에 따른 터빈 스테이터(1000), 터빈(100) 및 가스터빈(10)에 의하면, 상기 가압구조체(1400)가 상기 터빈 로터(110)의 축 방향을 따라 발생될 수 있는 상기 1단 터빈 베인(1200)의 진동은 물론, 상기 터빈 로터(110)의 반경방향을 따라 발생될 수 있는 상기 1단 터빈 베인(1200)의 진동을 모두 상쇄시켜, 터빈 스테이터(1000), 터빈(100) 및 가스터빈(10)의 전체 구조적 안정성을 향상시킬 수 있다.As described above, when the pressure structure 1400 is slidably installed in the auxiliary assembly 1300, the first stage turbine is operated according to the flow of the combustion gas supplied from the combustor 12 during the operation of the gas turbine 10. The pressure structure 1400 may absorb the vibration that may be generated in the vane 1200, and more particularly, the vibration generated along the radial reference inner and outer directions of the turbine rotor 110. Therefore, according to the turbine stator 1000, the turbine 100, and the gas turbine 10 according to the present invention, the first stage turbine in which the pressurized structure 1400 may be generated along the axial direction of the turbine rotor 110 is provided. The vibration of the vane 1200 as well as the vibration of the first stage turbine vane 1200, which can be generated along the radial direction of the turbine rotor 110, cancels out all the turbine stator 1000, turbine 100 and The overall structural stability of the gas turbine 10 can be improved.

상기 가압부재(1420)는, 도 3에 도시된 바와 같이, 상기 고정부재(1410) 측 단부에서 상기 보조조립체(1300) 측 단부로 갈수록, 상기 터빈 로터(110)의 반경방향 기준 내측에서 외측으로 절곡되었다가 다시 외측에서 내측으로 절곡되는 것을 반복하는 지그재그 형상으로 형성된다. 그리고 상기 가압부재(1420)는, 도 3에 도시된 바와 같이, 절곡되는 부분이 직각을 이루도록 형성되되, 상기 보조조립체(1300) 측 단부는 상기 터빈 로터(110)의 반경방향 기준 외측을 향하여 절곡되도록 형성된다. 상기 가압부재(1420)의 상기 보조조립체(1300) 측 절곡 단부는, 상기 안착홈(1310)의 내면에 안착되어, 반경방향 내외로 슬라이딩 가능하게 지지된다. 이와 같이 상기 가압부재(1420)가 지그재그 형상으로 형성되는 경우, 상기 돌출부(1240)에 대하여 상기 터빈 로터(110)의 축 방향으로 가해지는 댐핑 효과를 보다 향상시킬 수 있다.As shown in FIG. 3, the pressing member 1420 moves from the end of the fixing member 1410 to the end of the subassembly 1300 toward the side of the auxiliary assembly 1300. It is formed in a zigzag shape that is bent and then bent again from the outside to the inside. And the pressing member 1420, as shown in Figure 3, the bent portion is formed to form a right angle, the auxiliary assembly 1300 side end is bent toward the radial reference outside of the turbine rotor (110) It is formed to be. The bent end of the auxiliary assembly 1300 side of the pressing member 1420 is seated on the inner surface of the seating groove 1310 and is supported to be slidable in and out of the radial direction. As described above, when the pressing member 1420 is formed in a zigzag shape, a damping effect applied to the protrusion 1240 in the axial direction of the turbine rotor 110 may be further improved.

이하, 도 4를 참조하여 본 발명의 제2실시예에 따른 터빈 스테이터(1000), 터빈(100) 및 가스터빈(10)에 관해 설명하도록 한다. 이때, 본 발명의 제1실시예와 차이가 있는 부분에 대해서만 중점적으로 서술하도록 한다.Hereinafter, the turbine stator 1000, the turbine 100, and the gas turbine 10 according to the second embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. 4. At this time, only the parts that differ from the first embodiment of the present invention will be described in focus.

도 4를 참조하면, 상기 보조조립체(1300)는, 상기 가압구조체(1400) 측의 면에 안착돌기(1320)가 돌출 형성된다. 그리고 상기 가압구조체(1400)는, 상기 가압부재(1420)가 상기 케이싱(1100)의 반경방향을 기준으로 하였을 때의 상기 안착돌기(1320)의 내측에 안착되도록 배치된다. 이에 따라 상기 가압구조체(1400)는, 상기 케이싱(1100)의 반경방향을 따라, 상기 보조조립체(1300)에 대하여 슬라이딩 가능하도록 설치된다.Referring to FIG. 4, in the auxiliary assembly 1300, a mounting protrusion 1320 protrudes from a surface of the pressure structure 1400. The pressing structure 1400 is disposed to be seated inside the mounting protrusion 1320 when the pressing member 1420 is based on the radial direction of the casing 1100. Accordingly, the pressing structure 1400 is installed to be slidable with respect to the auxiliary assembly 1300 along the radial direction of the casing 1100.

이 경우, 가스터빈(10)의 작동 중, 상기 연소기(12)로부터 공급받은 연소가스의 유동에 따라 상기 1단 터빈 베인(1200)에 발생될 수 있는 진동, 더욱 상세하게는, 상기 터빈 로터(110)의 반경방향 기준 내외방향을 따라 발생되는 진동을 상기 가압구조체(1400)가 흡수할 수 있게 된다. 따라서 본 발명에 따른 터빈 스테이터(1000), 터빈(100) 및 가스터빈(10)에 의하면, 상기 가압구조체(1400)가 상기 터빈 로터(110)의 축 방향을 따라 발생될 수 있는 상기 1단 터빈 베인(1200)의 진동은 물론, 상기 터빈 로터(110)의 반경방향을 따라 발생될 수 있는 상기 1단 터빈 베인(1200)의 진동 모두 상쇄시켜, 터빈 스테이터(1000), 터빈(100) 및 가스터빈(10)의 전체 구조적 안정성을 향상시킬 수 있다.In this case, during operation of the gas turbine 10, vibration that may occur in the first stage turbine vane 1200 according to the flow of the combustion gas supplied from the combustor 12, more specifically, the turbine rotor ( The pressure structure 1400 may absorb the vibration generated along the radial reference inner and outer directions of the 110. Therefore, according to the turbine stator 1000, the turbine 100, and the gas turbine 10 according to the present invention, the first stage turbine in which the pressurized structure 1400 may be generated along the axial direction of the turbine rotor 110 is provided. The vibration of the vane 1200 as well as the vibration of the first stage turbine vane 1200, which may be generated along the radial direction of the turbine rotor 110, offsets both the turbine stator 1000, the turbine 100, and the gas. The overall structural stability of the turbine 10 can be improved.

이하, 도 5를 참조하여 본 발명의 제3실시예에 따른 터빈 스테이터(1000), 터빈(100) 및 가스터빈(10)에 관해 설명하도록 한다. 이때, 본 발명의 제1실시예와 차이가 있는 부분에 대해서만 중점적으로 서술하도록 한다.Hereinafter, the turbine stator 1000, the turbine 100, and the gas turbine 10 according to the third embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. 5. At this time, only the parts that differ from the first embodiment of the present invention will be described in focus.

도 5를 참조하면, 상기 보조조립체(1300)의 상기 돌출부(1240) 측의 면에는, 상기 돌출부(1240) 측을 향하여 돌출되되 단부가 상기 터빈 로터(110)의 반경방향 내측을 향하여 절곡된 절곡편(1330)이 형성된다. 그리고 상기 가압부재(1420)는, 상기 터빈 로터(110)의 반경방향 외측으로 절곡된 상기 보조조립체(1300) 측 단부가, 상기 절곡편(1330)의 내부로 삽입된다.Referring to FIG. 5, a surface of the auxiliary assembly 1300 on the side of the protrusion 1240 protrudes toward the protrusion 1240 and an end thereof is bent toward the radially inner side of the turbine rotor 110. A piece 1330 is formed. In addition, the pressing member 1420 has an end side of the auxiliary assembly 1300 that is bent radially outwardly of the turbine rotor 110, and is inserted into the bending piece 1330.

이 경우, 상기 절곡편(1330)은 상기 가압부재(1420)에 대하여 걸림쇠의 역할을 하게 된다. 즉, 상기 1단 터빈 베인(1200)의 열 팽창 등의 이유로 인해 상기 돌출부(1240)와 상기 보조조립체(1300) 사이의 틈새가 벌어지더라도, 상기 가압부재(1420)는 단부가 상기 절곡편(1330)에 걸려져 있는 상태를 유지하므로, 상기 가압구조체(1400)가 상기 보조조립체(1300)로부터 이탈되는 것을 방지할 수 있다. 따라서 본 발명의 제3실시예에 따른 터빈 스테이터(1000), 터빈(100) 및 가스터빈(10)에 의하면, 상기 가압부재(1420)를 과도하게 압축시키지 않더라도 상기 가압구조체(1400)가 상기 보조조립체(1300)에 안착되어 효과적으로 지지되도록 할 수 있다.In this case, the bending piece 1330 serves as a latch for the pressing member 1420. That is, even if a gap between the protrusion 1240 and the auxiliary assembly 1300 is opened due to thermal expansion of the first stage turbine vane 1200, the pressing member 1420 has an end portion of the bending piece ( Since the state held by the 1330 is maintained, the pressing structure 1400 may be prevented from being separated from the auxiliary assembly 1300. Therefore, according to the turbine stator 1000, the turbine 100, and the gas turbine 10 according to the third embodiment of the present invention, the pressing structure 1400 is provided to the auxiliary structure even if the pressing member 1420 is not excessively compressed. It may be mounted on the assembly 1300 to be effectively supported.

이상에서 살펴 본 바와 같이, 본 발명에 따른 터빈 스테이터(1000), 터빈(100) 및 이를 포함하는 가스터빈(10)에 의하면, 터빈 베인(1200)의 반경방향 내측 단부와 보조조립체(1300)의 사이에 가압구조체(1400)를 개재함으로써, 터빈 베인(1200)의 반경방향 외측 단부와 내측 단부 간에 상대적인 변위가 발생하는 것을 방지할 수 있으며, 그에 따라 터빈 베인(1200)에 과도한 응력이 발생되는 것을 방지할 수 있다.As described above, according to the turbine stator 1000, the turbine 100, and the gas turbine 10 including the same, the radially inner end of the turbine vane 1200 and the auxiliary assembly 1300 may be formed. By interposing the pressurizing structure 1400 therebetween, it is possible to prevent the relative displacement between the radially outer end and the inner end of the turbine vane 1200, thereby preventing excessive occurrence of stress in the turbine vane 1200 It can prevent.

10 : 가스터빈 11 : 압축기
12 : 연소기 13 : 토크튜브
14 : 튜브링 100 : 터빈
1000 : 터빈 스테이터 1100 : 터빈 케이싱
1200 : 터빈 베인 1300 : 보조조립체
1400 : 가압구조체10 gas turbine 11 compressor
12: combustor 13: torque tube
14: tubing 100: turbine
1000: turbine stator 1100: turbine casing
1200: turbine vane 1300: auxiliary assembly
1400: Pressurized Structure

Claims

In the turbine stator through which the combustion gas supplied from the combustor of the gas turbine passes through,
Casing;
A plurality of vanes disposed on an inner circumferential surface of the casing and arranged in a multi stage along a flow direction of the combustion gas;
An auxiliary assembly installed at an inner end of the first stage vane of the plurality of vanes and fixing the first stage vane to the casing; And
Interposed between the inner end of the first stage vane and the subassembly, the pressure is applied to the first stage vanes along the axial direction of the casing, slidably installed with respect to the subassembly along the radial direction of the casing Including structs,
The first vane may include an outer shroud coupled to the casing, an air foil coupled to the outer shroud, an inner shroud coupled to an inner end of the air foil, and a protrusion formed on an inner surface of the inner shroud; Comprising a coupling protrusion protruding from the protrusion toward the auxiliary assembly side,
The pressurizing structure is a turbine stator having a coupling groove in which the coupling protrusion is inserted into a surface of the protrusion side.

delete

The method according to claim 1,
The auxiliary assembly, the mounting groove is formed along the radial direction of the casing,
The pressure structure, the turbine stator is mounted to the inner surface of the seating groove.

The method according to claim 1,
The auxiliary assembly, the projection is formed on the surface of the pressing structure side protrusion,
The pressurized structure is a turbine stator, which is seated on the inner side of the seating projection when the radial direction of the casing as a reference.

The method according to claim 1,
The pressing structure may include a fixing member having a coupling groove formed on a surface of the first vane opposite to the inner end of the first end vane, interposed between the fixing member and the auxiliary assembly, and pressing the fixing member in the axial direction of the casing. Turbine stator comprising a pressing member to.

The method according to claim 3,
The pressing structure further includes a holding member and a pressing member interposed between the holding member and the auxiliary assembly,
Based on the radial direction of the casing, the width of the seating groove, the turbine stator formed larger than the width of the pressing structure.

The method according to claim 5,
The auxiliary assembly is protruded from the surface of the pressing structure side, the end is bent to form a bending piece to the pressing member side,
The pressurizing member is formed to be bent so that the end of the auxiliary assembly side toward the one-stage vane side is inserted into the bending piece turbine stator.

The method according to claim 1,
The pressurizing structure is a turbine stator interposed between the inner end of the first stage vanes and the auxiliary assembly in a compressed state along the axial direction of the casing.

In a turbine for generating power for generating power by passing the combustion gas supplied from the combustor of the gas turbine inside,
A stator in communication with the combustor of the gas turbine, the combustion gas flowing therein; And
Is installed inside the stator, and includes a rotor that rotates by the supplied combustion gas,
The stator is,
Casing,
A plurality of vanes installed on an inner circumferential surface of the casing and arranged in a multi stage along a flow direction of the combustion gas;
An auxiliary assembly installed at an inner end of the first stage vane of the plurality of vanes, and fixing the first vane to the casing;
Interposed between the inner end of the first stage vane and the subassembly, the pressure is applied to the first stage vanes along the axial direction of the casing, slidably installed with respect to the subassembly along the radial direction of the casing Including structs,
The first stage vanes may include: an outer shroud coupled to the casing, an air foil coupled to the outer shroud, an inner shroud coupled to an inner end of the air foil, and a protrusion formed on an inner surface of the inner shroud; Comprising a coupling protrusion protruding from the protrusion toward the auxiliary assembly side,
The pressure structure, the turbine is formed with a coupling groove into which the coupling projection is inserted into the surface of the protrusion side.

delete

The method according to claim 9,
The auxiliary assembly, the mounting groove is formed along the radial direction of the casing,
The pressure structure, the turbine is mounted on the inner surface of the seating groove.

The method according to claim 9,
The auxiliary assembly, the projection is formed on the surface of the pressing structure side protrusion,
The pressurized structure is a turbine which is seated on the inner side of the seating projection when the radial direction of the casing as a reference.

The method according to claim 9,
The pressing structure may include a fixing member having a coupling groove formed on a surface of the first vane opposite to the inner end of the first end vane, interposed between the fixing member and the auxiliary assembly, and pressing the fixing member in the axial direction of the casing. Turbine comprising a pressing member to.

The method according to claim 11,
The pressing structure further includes a holding member and a pressing member interposed between the holding member and the auxiliary assembly,
Based on the radial direction of the casing, the width of the seating groove, the turbine formed larger than the width of the pressing structure.

The method according to claim 13,
The auxiliary assembly is protruded from the surface of the pressing structure side, the end is bent to form a bending piece to the pressing member side,
The pressurizing member is bent so that the end of the auxiliary assembly side toward the first end vane side is inserted into the bending piece.

The method according to claim 9,
And the pressure structure is interposed between the inner end of the first stage vane and the auxiliary assembly in a compressed state along the axial direction of the casing.

A compressor for sucking and compressing air from the outside;
A combustor configured to combust the compressed air supplied from the compressor with fuel supplied from the outside; And
Including a turbine for passing through the combustion gas supplied from the combustor to generate power for generating power,
The turbine,
A stator in communication with the combustor of the gas turbine, in which combustion gas flows,
Is installed inside the stator, and includes a rotor that rotates by the supplied combustion gas,
The stator is,
Casing,
A plurality of vanes installed on an inner circumferential surface of the casing and arranged in a multi stage along a flow direction of the combustion gas;
An auxiliary assembly installed at an inner end of the first stage vane of the plurality of vanes, and fixing the first vane to the casing;
Interposed between the inner end of the first stage vane and the subassembly, the pressure is applied to the first stage vanes along the axial direction of the casing, slidably installed with respect to the subassembly along the radial direction of the casing Contains a structure,
The first stage vanes may include: an outer shroud coupled to the casing, an air foil coupled to the outer shroud, an inner shroud coupled to an inner end of the air foil, and a protrusion formed on an inner surface of the inner shroud; Comprising a coupling protrusion protruding from the protrusion toward the auxiliary assembly side,
The pressure structure, the gas turbine is formed with a coupling groove is inserted into the coupling projection on the surface of the projection side.

delete

The method according to claim 17,
The auxiliary assembly, the mounting groove is formed along the radial direction of the casing,
The pressure structure is a gas turbine seated on the inner surface of the seating groove.

The method according to claim 17,
The auxiliary assembly, the projection is formed on the surface of the pressing structure side protrusion,
The pressurizing structure is a gas turbine seated on the inner side of the seating projection when the radial direction of the casing as a reference.

The method according to claim 17,
The pressing structure may include a fixing member having a coupling groove formed on a surface of the first vane opposite to the inner end of the first end vane, interposed between the fixing member and the auxiliary assembly, and pressing the fixing member in the axial direction of the casing. Gas turbine comprising a pressing member to.

The method according to claim 19,
The pressing structure further includes a holding member and a pressing member interposed between the holding member and the auxiliary assembly,
Based on the radial direction of the casing, the width of the seating groove, the gas turbine formed larger than the width of the pressing structure.

The method according to claim 21,
The auxiliary assembly is protruded from the surface of the pressing structure side, the end is bent to form a bending piece to the pressing member side,
The pressing member has a gas turbine which is bent so that the end of the auxiliary assembly side toward the first end vane side is inserted into the bending piece.

The method according to claim 17,
The pressure structure is a gas turbine interposed between the inner end of the first stage vanes and the auxiliary assembly in a compressed state along the axial direction of the casing.