BR102016028733A2 - Cover set for a gas turbine, coat and gas turbine - Google Patents

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BR102016028733A2
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BR102016028733-2A
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Mukherjee Yu
Barua Ananda
Sun Changjie
Lu Wenfeng
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General Electric Company
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Abstract

trata-se de um conjunto de capa 100, 100?, 100?? para uma turbina a gás 10. o conjunto de capa 100, 100?, 100?? inclui um invólucro 58, 76 e uma capa 101, 101?, 101??. a capa 101, 101?, 101?? inclui uma parede radialmente externa 108, 108?, 108?? engatada com o invólucro 58, 76. uma parede radialmente interna 102, 102?, 102?? que se acopla integralmente à parede radialmente externa 108, 108?, 108??. a parede radialmente interna 102, 102?, 102?? e a parede radialmente externa 108, 108?, 108?? definem coletivamente um par de cavidades axialmente opostas 114(a), 114(a)?, 114(a)??, 114(b), 114(b)?, 114(b)??. a parede radialmente interna 102, 102?, 102?? se move radialmente para fora em direção ao invólucro 58, 76 quando uma ou mais lâminas de turbina a gás 52(a), 52(b), 52(c), 62(a), 62(b), 62(c) entram em contato com a parede radialmente interna 102, 102?, 102??.

Description

“CONJUNTO DE CAPA PARA UMA TURBINA A GÁS, CAPA E TURBINA A GÁS” Campo da Invenção [001] A presente matéria refere-se, de modo geral, a um conjunto de capa para um motor de turbina a gás. Mais particularmente, a presente matéria se refere a um conjunto de capa para uma seção de compressor ou uma seção de turbina em um motor de turbina a gás que tem uma capa que se move radialmente para fora sob contato com uma lâmina de rotor.
Antecedentes da Invenção [002] Um motor de turbina a gás inclui, de modo geral, em ordem de fluxo em série, uma seção de compressor, uma seção de combustão, uma seção de turbina e uma seção de escape. Em funcionamento, o ar ingressa uma entrada da seção de compressor onde um ou mais compressores axiais comprimem progressivamente o ar até que o mesmo alcance a seção de combustão. Combustível se mistura com o ar comprimido e queima com a seção de combustão, desse modo, criando gases de combustão. Os gases de combustão fluem a partir da seção de combustão através de uma passagem de gás quente definida dentro da seção de turbina e, então, saem da seção de turbina por meio da seção de escape.
[003] Em configurações particulares, a seção de compressor inclui, em ordem de fluxo em série, um compressor de alta pressão (HP) e um compressor de baixa pressão (LP). De modo similar, a seção de turbina inclui, em ordem de fluxo em série, uma turbina de alta pressão (HP) e uma turbina de baixa pressão (LP). O compressor de HP, o compressor de LP, a turbina de HP e a turbina de LP incluem uma ou mais fileiras axialmente separadas de lâminas de rotor circunferencialmente separadas. Cada lâmina de rotor inclui uma ponta de lâmina de rotor. Uma ou mais capas podem ser posicionadas radialmente para fora das lâminas de rotor e envolver circunferencialmente as lâminas de rotor. Se deseja, de modo geral, minimizar o intervalo de folga entre as uma ou mais capas e as pontas de lâmina de rotor para minimizar escoamento de ar ou produtos de combustão através do mesmo. Se o intervalo de folga for muito pequeno, no entanto, haverá um risco de que as lâminas de rotor possam atritar contra as capas, o que pode resultar em eficiência de turbina a gás reduzida.
[004] Convencionalmente, sistemas hidráulico ou pneumático podem permitir a capa se mover radialmente para fora se uma ou mais das lâminas de rotor entrarem em contato com a capa, desse modo, evitando atrito adicional. No entanto, esses sistemas convencionais são complexos e adicionam custo e peso significativos para a turbina a gás. Consequentemente, uma capa para uma turbina a gás que se move radialmente para fora sob contato com uma lâmina de rotor e não exige um sistema hidráulico ou pneumático para fornecer tal movimento seria apreciada na tecnologia.
Breve Descrição da Invenção [005] Aspectos e vantagens da invenção serão apresentados parcialmente na seguinte descrição, ou podem ser óbvios a partir da descrição, ou podem ser aprendidos através da prática da invenção.
[006] O conjunto de capa revelado no presente documento inclui uma capa que se move de modo radial para fora sob contato com uma ou mais lâminas de rotor sem a assistência de sistemas hidráulico ou pneumático. A esse respeito, o conjunto de capa revelado no presente documento fornece o intervalo minimizado entre a capa e as pontas de lâmina de rotor adjacentes que os conjuntos de capa atuados hidráulica ou pneumaticamente convencionais fornecem, porém, sem o peso e custo adicionais associados com os mesmos.
[007] Em um aspecto, a presente revelação é direcionada a um conjunto de capa para uma turbina a gás. O conjunto de capa inclui um invólucro e uma capa. A capa que inclui uma parede radialmente externa engatada com o invólucro. Uma parede radialmente interna que se acopla integralmente à parede radialmente externa. A parede radialmente interna e a parede radialmente externa definem coletivamente um par de cavidades axialmente opostas. A parede radialmente interna se move radialmente para fora em direção ao invólucro quando uma ou mais lâminas de turbina a gás entram em contato com a parede radialmente interna.
[008] Outro aspecto da presente revelação é direcionado a uma turbina a gás. A turbina a gás inclui um compressor que tem um invólucro de compressor e uma pluralidade de lâminas de compressor, uma seção de combustão, e uma turbina que tem um invólucro de turbina e uma pluralidade de lâminas de turbina. Uma haste que se acopla de modo giratório ao compressor e à turbina. Uma capa para o compressor ou para a turbina inclui uma parede radialmente externa engatada com o invólucro de compressor ou com o invólucro de turbina. Uma parede radialmente interna que se acopla integralmente à parede radialmente externa. A parede radialmente interna e a parede radialmente externa definem coletivamente um par de cavidades axialmente opostas. A parede radialmente interna se move radialmente para fora em direção ao invólucro de compressor ou ao invólucro de turbina quando uma ou mais dentre a pluralidade de lâminas de compressor ou dentre a pluralidade de lâminas de turbina entram em contato com a parede radialmente interna.
[009] Em um aspecto adicional, a presente revelação é direcionada a um conjunto de capa para uma turbina a gás. O conjunto de capa inclui um invólucro e um capa. A capa inclui uma parede radialmente externa que tem um primeiro flange engatado com o invólucro. O primeiro flange inclui uma primeira pluralidade de dedos. Um segundo flange engata com o invólucro e inclui uma segunda pluralidade de dedos. Uma parede radialmente interna se acopla à primeira pluralidade de dedos e à segunda pluralidade de dedos. A parede radialmente interna é posicionada radialmente para dentro a partir do primeiro flange e do segundo flange. A parede radialmente externa e a parede radialmente interna definem coletivamente um par de cavidades axialmente opostas. A primeira pluralidade de dedos e a segunda pluralidade de dedos giram radialmente para fora para mover a parede de capa radialmente para fora em direção ao invólucro quando uma ou mais lâminas de turbina a gás entram em contato com a parede de capa.
[0010] Esses e outros recursos, aspectos e vantagens da presente invenção se tornarão melhor entendidos com referência à seguinte descrição e às reivindicações anexas. As Figuras anexas, que estão incorporadas e constituem uma parte deste relatório descritivo, ilustram realizações da invenção e, juntamente à descrição, servem para explicar os princípios da invenção.
Breve Descrição das Figuras [0011] Uma revelação completa e habilitadora da presente invenção, que inclui a realização preferida da mesma, direcionada àquele de habilidade comum na técnica, é apresentada no relatório descritivo, que faz referência às Figuras anexas, em que: A Figura 1 é uma vista em corte transversal esquemática de um motor a jato turbofan de alto desvio exemplificativo de acordo com as realizações reveladas no presente documento; A Figura 2 é uma vista lateral em corte transversal de um compressor de alta pressão do motor de turbina a gás mostrado na Figura 1, que ilustra a localização de um conjunto de capa no mesmo; A Figura 3 é uma vista lateral em corte transversal de uma turbina de alta pressão do motor de turbina a gás mostrado na Figura 1, que ilustra a localização do conjunto de capa no mesmo; A Figura 4 é uma vista frontal de uma porção de uma fileira de lâminas de rotor de turbina, que ilustra uma pluralidade de conjuntos de capa que envolvem circunferencialmente a porção da fileira de lâminas de rotor de turbina; A Figura 5 é uma vista lateral em corte transversal de um invólucro de turbina, que ilustra os recursos do mesmo; A Figura 6 é uma vista lateral em corte transversal de uma realização do conjunto de capa, conforme revelado no presente documento; A Figura 7 é uma vista lateral em corte transversal de uma realização alternativa do conjunto de capa, conforme revelado no presente documento; A Figura 8 é uma vista lateral em corte transversal alternativa da realização do conjunto de capa mostrado na Figura 7, que ilustra adicionalmente os recursos do mesmo; A Figura 9 é uma vista frontal em corte transversal de uma realização adicional do conjunto de capa, conforme revelado no presente documento; e A Figura 10 é uma vista em perspectiva da realização do conjunto de capa mostrado na Figura 9, que ilustra adicionalmente os recursos do mesmo.
Descrição Detalhada da Invenção [0012] Agora será feita referência em detalhes para apresentar realizações da invenção, um ou mais exemplos das mesmas estão ilustrados nas Figuras anexas. A descrição detalhada usa designações numéricas e alfabéticas para se referir aos recursos nas Figuras. Designações semelhantes ou similares nas Figuras e na descrição foram usadas para se referir às partes semelhantes ou similares da invenção. Conforme usado no presente documento, os termos “primeiro”, “segundo” e “terceiro” podem ser usados de maneira trocável para distinguir um componente de outro e não se pretendem significar a localização ou importância dos componentes individuais. Os termos “a montante” e “a jusante” se referem a direção de fluxo relativa relacionada ao fluxo de fluido em uma trajetória de fluido. Por exemplo, “a montante” se refere a direção de fluxo a partir da qual o fluido flui, e “a jusante” se refere a direção de fluxo para qual o fluido flui.
[0013] Cada exemplo é fornecido a título de explicação da invenção, sem limitação à invenção. De fato, será aparente àqueles versados na técnica que modificações e variações podem ser feitas na presente invenção sem fugir do escopo ou espírito da mesma. Por exemplo, os recursos ilustrados ou descritos como parte de uma realização podem ser usados em outra realização para render uma realização ainda adicional. Portanto, se pretende que a presente invenção cubra tais modificações e variações como abrangidas dentro do escopo das reivindicações anexas e os equivalentes das mesmas. Embora realizações exemplificativas da presente invenção sejam descritas, de modo geral, no contexto de uma capa de turbina incorporada em um motor a jato turbofan a título de ilustração, uma pessoa de habilidade comum na técnica reconhecerá prontamente que as realizações da presente invenção podem ser aplicadas a qualquer turbina incorporada em qualquer turbomáquina e não se limitam a um motor a jato turbofan a gás, a menos que especificamente lido nas reivindicações.
[0014] Agora, referindo-se às Figuras, em que numerais idênticos indicam os mesmos elementos ao longo das Figuras, a Figura 1 é uma vista em corte transversal esquemática de um motor de turbina a gás de tipo turbofan de alto desvio 10 (“turbofan 10”) exemplificativo, que pode incorporar várias realizações reveladas no presente documento. Conforme mostrado na Figura 1, o turbofan 10 tem eixos geométricos longitudinal ou de linha central axial 12 que se estendem através do mesmo a título de referência. De modo geral, o turbofan 10 pode incluir um motor de turbina nuclear ou motor de turbina a gás 14 disposto a jusante de uma seção de ventilador 16.
[0015] O motor de turbina a gás 14 pode incluir, de modo geral, um invólucro externo substancialmente tubular 18 que define uma entrada anular 20. O invólucro externo 18 pode ser formado a partir de múltiplos invólucros. O invólucro externo 18 encaixa, em relação de fluxo em série, uma seção de compressor que tem um intensificador ou compressor de baixa pressão (LP) 22 e um compressor de alta pressão (HP) 24, uma seção de combustão 26, uma seção de turbina que tem uma turbina de alta pressão (HP) 28 e uma turbina de baixa pressão (LP) 30, e uma seção de bocal de escape a jato 32. Uma haste ou bobina de alta pressão (HP) 34 acopla de modo a acionar a turbina de HP 28 e o compressor de HP 24. Uma haste ou bobina de baixa pressão (LP) 36 acopla de modo a acionar a turbina de LP 30 e o compressor de LP 22. A bobina de LP 36 também pode se acoplar a uma bobina ou haste de ventilador 38 da seção de ventilador 16. Em algumas realizações, a bobina de LP 36 pode se acoplar diretamente à bobina de ventilador 38 (isto é, uma configuração de acionamento direto). Em outras realizações como a mostrada na Figura 1, a bobina de LP 36 pode se conectar à bobina de ventilador 38 por meio de uma marcha de redução 39 (isto é, uma configuração de acionamento indireto ou de acionamento por meio de marcha).
[0016] Conforme mostrado na Figura 1, a seção de ventilador 16 inclui uma pluralidade de lâminas de ventilador 40 acopladas à bobina de ventilador e que se estendem de modo radial para fora da bobina de ventilador 38. Um invólucro de ventilador anular ou nacele 42 que envolve circunferencialmente a seção de ventilador 16 e/ou pelo menos uma porção do motor de turbina a gás 14. Uma pluralidade de pás de guia de saída espaçadas circunferencialmente 44 podem sustentar a nacele 42 em relação ao motor de turbina a gás 14. Ademais, uma seção a jusante 46 da nacele 42 pode se estender sobre uma porção externa do motor de turbina a gás 14 para definir uma trajetória de fluxo de ar de desvio 48 entre as mesmas.
[0017] A Figura 2 é uma vista lateral em corte transversal ampliada do compressor de HP 24 mostrado na Figura 1, que pode incorporar várias realizações reveladas no presente documento. Conforme mostrado na Figura 2, o compressor de HP 24 pode incluir três estágios de compressor 50. Por exemplo, o compressor de HP 24 pode incluir, em ordem de fluxo em série, um primeiro estágio 50(a), um segundo estágio 50(b) e um terceiro estágio 50(c). Embora, o número total de estágios de compressor 50 possa ser maior ou menor que três conforme necessário ou desejado.
[0018] Conforme mostrado na Figura 2, cada estágio 50(a a c) inclui fileiras correspondentes 60(a), 60(b), 60(c) de pás de estator separadas circunferencialmente 52(a), 52(b), e 52(c) e fileiras correspondentes 62(a), 62(b), 62(c) de lâminas de rotor de compressor espaçadas circunferencialmente 54(a), 54(b) e 54(c). As fileiras 60(a a c) de pás de estator 52(a a c) e as fileiras 62(a a c) de lâminas de rotor 54(a a c) são espaçadas axialmente ao longo da haste de HP 34 (Figura 1). As lâminas de rotor 54(a a c) se acoplam à haste de HP 34 e se estendem de modo radial para fora a partir da haste de HP 34 para ponta de lâmina correspondente 56(a), 56(b) e 56(c). As pás de estator 52(a a c) permanecem paradas em relação às lâminas de rotor 54(a a c) durante funcionamento do turbofan 10.
[0019] Um invólucro ou escudo 58 circunda circunferencialmente as fileiras 60(a a c) das pás de estator 52(a a c) e as fileiras 62(a a c) das lâminas de rotor 54(a a c). O invólucro 58 pode ser unitário (isto é, um único invólucro para o compressor de HP 24 inteiro). Alternativamente, o invólucro 58 pode ser segmentado, de modo que cada segmento do invólucro 58 circunda, por exemplo, uma porção de uma das fileiras 62(a a c) de lâminas de rotor 54(a a c), uma das fileiras 62(a a c) de lâminas de rotor 54(a a c), ou um dos estágios de compressor 50(a a c).
[0020] O compressor de HP 24 também pode incluir um ou mais conjuntos de capa 100 que se acoplam ao invólucro 58. A título de clareza, apenas um conjunto de capa 100 que corresponde à fileira 62(a) de lâminas de rotor 54(a) é mostrado na Figura 2. No entanto, conjuntos de capas adicionais 100 podem corresponder às fileiras 62(b a c) de lâminas de rotor 54(b a c). O conjunto de capa 100 é radialmente espaçado das pontas de lâmina 56(a) das lâminas de rotor 54(a) para formar um intervalo de folga entre os mesmos. Se deseja, de modo geral, minimizar o intervalo de folga entre as pontas de lâmina 56(a) e o conjunto de capa 100, particularmente durante funcionamento em viagem do turbofan 10, para reduzir escoamento sobre a ponta de lâmina 56(a) e através do intervalo de folga. Conforme será abordado em maiores detalhes abaixo, o conjunto de capa 100 pode se mover radialmente para fora em relação ao invólucro 58 se uma das lâminas de rotor 54(a) entrar em contato com o conjunto de capa 100. A esse respeito, o conjunto de capa 100 pode ser posicionado mais próximo à ponta de lâmina 56(a) do que muitas capas convencionais, desse modo, minimizando o intervalo de folga.
[0021] A Figura 3 é uma vista lateral em corte transversal ampliada da turbina de HP 26 mostrada na Figura 1, que pode incorporar várias realizações reveladas no presente documento. Conforme mostrado na Figura 3, a turbina de HP 26 pode incluir três estágios de turbina 64. Por exemplo, a turbina de HP 26 pode incluir, em ordem de fluxo em série, um primeiro estágio 64(a), um segundo estágio 64(b) e um terceiro estágio 64(c). Embora, o número total de estágios de turbina 64 possa ser maior ou menor que três conforme necessário ou desejado.
[0022] Conforme mostrado na Figura 3, cada estágio 64(a a c) inclui fileiras correspondentes 66(a), 66(b), 66(c) de pás de estator de turbina separadas circunferencialmente 68(a), 68(b) e 68(c) e fileiras correspondentes 70(a) e 70(b) de lâminas de rotor de turbina espaçadas circunferencialmente 72(a) e 72(b). As fileiras 66(a a c) de pás de estator 52(a a c) e as fileiras 70(a a b) de lâminas de rotor 72(a a b) são espaçadas axialmente ao longo da haste de HP 34 (Figura 1). Embora não mostrado na Figura 3, o terceiro estágio 64(c) pode incluir uma fileira de lâminas de rotor. As lâminas de rotor 72(a a b) se acoplam à haste de HP 34 e se estendem de modo radial para fora a partir da haste de HP 34 até uma ponta de lâmina correspondente 74(a) e 74(b). As pás de estator 68(a a c) permanecem paradas em relação às lâminas de rotor 72(a a b) durante funcionamento do turbofan 10. A esse respeito, as pás de estator 68(a a c) e as lâminas de rotor 72(a a c), pelo menos parcialmente, definem uma passagem de gás quente 78 para encaminhar gases de combustão a partir da seção de combustão 26 (Figura 1) através da turbina de HP 28.
[0023] Um invólucro ou escudo 76 circunda circunferencialmente as fileiras 66(a a c) de pás de estator 68(a a c) e as fileiras 70(a a b) de lâminas de rotor 72(a a c). O invólucro 76 pode ser unitário (isto é, um único invólucro para a turbina de HP 26 inteira). Alternativamente, o invólucro 76 pode ser segmentado de modo que cada segmento do invólucro 76 circunde, por exemplo, uma porção de uma das fileiras 70(a a b) de lâminas de rotor 72(a a b), uma das fileiras 70(a a b) de lâminas de rotor 72(a a b) ou um dos estágios de turbina 64(a a c).
[0024] O compressor de HP 24 também pode incluir um ou mais conjuntos de capa 100, conjuntos que acoplam ao invólucro 76. A título de clareza, apenas um conjunto de capa 100 que corresponde à fileira 70(a) de lâminas de rotor 72(a) é mostrado na Figura 3. No entanto, conjuntos de capa 100 adicionais podem corresponder à fileira 70(b) de lâminas de rotor 72(b). O conjunto de capa 100 é espaçado de modo radial das pontas de lâmina 74(a) das lâminas de rotor 72(a) para formar um intervalo de folga entre as mesmas. Se deseja, de modo geral, minimizar o intervalo de folga entre as pontas de lâmina 74(a) e o conjunto de capa 100 para reduzir escoamento a partir da passagem de gás quente 78 pela ponta de lâmina 74(a) e através do intervalo de folga. Conforme será abrangido em maiores detalhes abaixo, o conjunto de capa 100 pode se mover radialmente para fora em relação ao invólucro 76 se uma das lâminas de rotor 72(a) entrar em contato com o conjunto de capa 100. A esse respeito, o conjunto de capa 100 pode ser posicionado mais próximo à ponta de lâmina 74(a) do que capas convencionais, desse modo, minimizando o intervalo de folga.
[0025] Conforme ilustrado na Figura 1, ar 200 ingressa uma porção de entrada 202 do turbofan 10 durante funcionamento do mesmo. Uma primeira porção 204 do ar 200 flui para dentro da trajetória de fluxo de desvio 48 e uma segunda porção 206 do ar 200 flui para dentro da entrada 20 do compressor de LP 22.
[0026] A segunda porção 206 do ar 200 flui através de compressor de LP 22 onde estágios sequenciais de pás de estator de compressor de LP 216 e lâminas de rotor de compressor de LP 218 acopladas à haste de LP 36 comprimem progressivamente a segunda porção 206 de ar 200 que flui através da mesma de passagem ao compressor de HP 24. As pás de estator 52(a a c) e lâminas de rotor de turbina 54(a a c) no compressor de HP 24 comprimem adicionalmente a segunda porção 206 do ar 200 que flui através do mesmo. A esse respeito, a turbina de HP 24 fornece ar comprimido 208 para a seção de combustão 26 onde o mesmo se mistura com combustível e queima para fornecer gases de combustão 210.
[0027] Os gases de combustão 210 fluem através da turbina de HP 28 onde as pás de estator 68(a a c) e lâminas de rotor de turbina 72(a a b) extraem uma primeira porção de energia cinética e/ou térmica dos gases de combustão 210. Essa extração de energia sustenta o funcionamento do compressor de HP 24. Os gases de combustão 210, então, fluem através da turbina de LP 30 onde estágios sequenciais de pás de estator de turbina de LP 212 e lâminas de rotor de turbina de LP 214 acopladas à haste de LP 36 extraem uma segunda porção de energia térmica e cinética dos gases de combustão 210. Essa extração de energia faz com que a haste de LP 36 gire, desse modo, sustentando o funcionamento do compressor de LP 22 e/ou rotação da bobina ou haste de ventilador 38. Os gases de combustão 210, então, saem do motor de turbina a gás 14 por meio da seção de bocal de escape a jato 32.
[0028] Juntamente com um turbofan 10, uma turbina nuclear 14 serve um propósito similar e observa um ambiente similar em turbinas a gás terrestres, turbomotores a jato nos quais a relação da primeira porção de ar 204 com a segunda porção de ar 206 é menor que a de um turbofan, e motores de ventilador não canalizados nos quais a seção de ventilador 16 é desprovido da nacele 42. Em cada um dos motores turbofan, turbojato e não canalizados, um dispositivo de redução de velocidade (por exemplo, a caixa de marcha de redução 39) pode estar incluído entre quaisquer hastes e bobinas. For exemplo, a caixa de marcha de redução 39 pode estar disposta entre a bobina de LP 36 e a haste de ventilador 38 da seção de ventilador 16.
[0029] Múltiplas realizações do conjunto de capa 100 serão descritas abaixo conforme posicionadas de modo adjacente à fileira 70(a) de lâminas de rotor de turbina 72(a) na turbina de HP 28. No entanto, as várias realizações do conjunto de capa 100 podem ser posicionadas de modo adjacente a qualquer fileira de lâminas de rotor de turbina na turbina de HP 28. Além disso, as várias realizações do conjunto de capa 100 também podem ser posicionadas na turbina de LP 30, no compressor de LP 22 e/ou no compressor de HP 24.
[0030] As Figuras 4 a 6 ilustram uma primeira realização do conjunto de capa 100. Mais especificamente, a Figura 4 é uma vista frontal de uma porção da fileira 70(a) de lâminas de rotor de turbina 72(a), que ilustra uma pluralidade de conjuntos de capa 100 que envolvem circunferencialmente a porção da fileira 70(a) de lâminas de rotor de turbina 72(a). A Figura 5 é uma vista lateral em corte transversal do invólucro de turbina 76, que ilustra os vários recursos do mesmo. A Figura 6 é uma vista lateral em corte transversal de uma realização do conjunto de capa 100, que ilustra os vários recursos do mesmo.
[0031] Conforme ilustrado nas Figuras 4 a 6, o conjunto de capa 100 define uma direção axial identificada por uma seta 90, uma direção radial identificada por uma seta 92 e uma direção no sentido circunferencial identificada por uma seta 94. Em geral, a direção axial se estende ao longo do eixo geométrico longitudinal 12, a direção radial se estende no sentido ortogonal para fora do eixo geométrico longitudinal 12, e a direção no sentido circunferencial se estende no sentido concêntrico ao redor do eixo geométrico longitudinal 12.
[0032] A Figura 4 ilustra uma pluralidade dos conjuntos de capa 100(a), 100(b), 100(c) que envolvem circunferencialmente a fileira 70(a) de lâminas de rotor de turbina 72(a) na turbina de HP 28. Embora apenas uma porção de noventa graus da fileira 70(a) seja mostrada a título de clareza, deve ser observado que conjuntos de capa 100 adicionais também podem envolver circunferencialmente os graus restantes 270 da fileira 70(a). Conforme ilustrado na Figura 4, os conjuntos de capa 100 estão alinhados e posicionados de modo axial a cada trinta graus (isto é, três conjuntos de capa 100(a), 100(b), 100(c) em uma porção de noventa graus da fileira 70(a)). A esse respeito, os doze conjuntos de capa 100 podem envolver circunferencialmente a fileira 70(a); embora, mais ou menos conjuntos de capa 100 possam envolver a fileira 70(a) conforme necessário ou desejado. Cada um dos conjuntos de capa 100(a), 100(b) e 100(c) é separado circunferencialmente do conjunto de capa 100 adjacente. A esse respeito, uma vedação 80 pode ser posicionada entre cada um dos conjuntos de capa 100(a), 100(b) e 100(c) para evitar os gases de combustão 210 de escaparem da passagem de gás quente 78.
[0033] Conforme será abrangido em maiores detalhes abaixo, o conjunto de capa 100 inclui uma capa 101 que tem uma parede radialmente interna 102. Cada uma das paredes radialmente internas 102 das capas 101 dos conjuntos de capa 100(a), 100(b) e 100(c) são móveis independentes no sentido radial em relação ao invólucro de turbina 76. Por exemplo, a parede radialmente interna 102 do conjunto de capa 100(a) pode se mover radialmente para fora sob contato com uma ou mais das lâminas de turbina 72(a), enquanto a parede radialmente interna 102 do conjunto de capa 100(b) permanece parada.
[0034] Conforme ilustrado na Figura 5, o invólucro de turbina 76 define uma cavidade que recebe capa 132 para receber e posicionar a capa 101 do conjunto de capa 100. A cavidade que recebe capa 132 é, de modo geral, alinhada axialmente com e posicionada de modo radial para fora da fileira 70(a) de lâminas de turbina 72(a). O invólucro de turbina 76 inclui uma primeira saliência de invólucro 82(a) e uma segunda saliência de invólucro 82(b), que se estendem de modo axial para dentro na cavidade que recebe capa 132 de laterais opostas da mesma. A esse respeito, a primeira e a segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b) definem respectivamente uma primeira fenda 84(a) e uma segunda fenda 84(b) posicionadas de modo radial para fora da primeira e da segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b). Além disso, a primeira e a segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b) definem respectivamente uma primeira porção de cavidade 86(a) e uma segunda porção de cavidade 86(b) posicionadas de modo radial para dentro da primeira e da segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b).
[0035] A Figura 6 ilustra a capa 101 posicionada na cavidade que recebe capa 132 do invólucro de turbina 76. Mais especificamente, a capa 101 inclui uma parede radialmente interna 102 que tem uma superfície radialmente interna 104 e uma superfície radialmente externa 106. Porções da parede radialmente interna 102 são posicionadas na primeira e na segunda porções de cavidade 86(a), 86(b). A esse respeito, a superfície radialmente externa 104 é adjacente à, porém, separada radialmente, primeira e à segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b), e a superfície radialmente interna 106 é adjacente às lâminas de rotor de turbina 72(a). A superfície radialmente interna 104 e a superfície radialmente externa 106 são curvadas na direção no sentido circunferencial 94 e planas na direção axial 90.
[0036] A capa 101 também inclui uma parede radialmente externa 108 que tem uma superfície radialmente interna 110 e uma superfície radialmente externa 112. Uma porção axialmente central da superfície radialmente interna 110 da parede radialmente externa 108 se acopla integralmente a uma porção axialmente central da superfície radialmente externa 106 da parede radialmente interna 102. As extremidades axialmente externas da parede radialmente externa 108 são posicionadas na primeira e na segunda fendas 84(a), 84(b), que são conformadas para fixar a parede radialmente externa 108 nas mesmas. Isso é, a parede radialmente externa 108 engata ou se acopla ao invólucro de turbina 76. Alternativamente, uma ou mais molas 140 (Figura 3) podem fixar a parede radialmente externa 108 na primeira e na segunda fendas 84(a), 84(b). Como a parede radialmente interna 102, a parede radialmente externa 108 é curvada na direção no sentido circunferencial 94. A respeito da direção axial 90, no entanto, a parede radialmente externa 108 é moldada curva. A esse respeito, as extremidades axialmente externas da parede radialmente externa 108 se curvam radialmente para dentro para a porção axialmente central, que se acopla integralmente à parede radialmente interna 102. Como tal, as extremidades axialmente externas da parede radialmente externa 108 são posicionadas radialmente para fora a partir da porção axialmente central da mesma.
[0037] A parede radialmente interna 102 e a parede radialmente externa 108 definem coletivamente uma primeira cavidade 114(a) e uma segunda cavidade 114(b) separada axialmente da primeira cavidade 114(a). A primeira e a segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b) são posicionadas na primeira e na segunda cavidades 114(a), 114(b). Conforme será abrangido em maiores detalhes abaixo, a primeira e a segunda cavidades 114(a), 114(b) fornecem folga para a parede radialmente interna 102 se mover radialmente para fora sob contato com uma ou mais das lâminas de turbina 74(a).
[0038] A parede radialmente externa 108 e o invólucro de turbina 76 definem coletivamente uma cavidade 116. A cavidade 116 fornece folga para a porção axialmente central da parede radialmente externa 108 se mover radialmente para fora quando uma ou mais das lâminas de turbina 74(a) entram em contato com a parede radialmente interna 102.
[0039] Durante funcionamento do turbofan 10, a capa 101 se move de modo radial para fora sob contato com uma ou mais das lâminas de turbina 74(a). Esse movimento radial evita erosão da capa 101 e/ou das lâminas de turbina 72(a), o que poderia alargar o intervalo entre a capa 101 e as pontas de lâmina de turbina 74(a) e reduzir a eficiência do turbofan 10. Mais especificamente, quando uma ou mais lâminas de turbina 74(a) entram em contato com a superfície radialmente interna 104 da parede radialmente interna 102, a parede radialmente externa 108 comprime e se move de modo radial para fora, desse modo, encolhendo a cavidade 116. Isso move a parede radialmente interna 102 de modo radial para fora em direção ao invólucro de turbina 76 para minimizar as forças exercidas no mesmo pelas uma ou mais lâminas de turbina 74(a), desse modo, evitando a erosão acima mencionada. A relação de separação no sentido radial entre a superfície radialmente externa 106 da parede radialmente interna 102 e a primeira e a segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b) fornece folga para acomodar o movimento radial da parede radialmente interna 102. Esse movimento radialmente para fora também encolhe as cavidades 114(a), 114(b).
[0040] Quando as uma ou mais lâminas de turbina 72(a) estão em contato com a parede radialmente interna 104 que se move fora de contato com as mesmas, a capa 101 retorna à configuração anterior ao contato da mesma. Mais especificamente, a parede radialmente externa 108 se expande e se move de modo radial para dentro, desse modo, ampliando a cavidade 116 para o tamanho anterior ao contato da mesma. Isso move a parede radialmente interna 102 de modo radial para dentro na direção oposta ao invólucro de turbina 76 e de volta para a posição anterior ao contato da mesma. A esse respeito, as cavidades 114(a), 114(b) também se expandem aos tamanhos anteriores ao contato das mesmas.
[0041] A capa 101 é construída preferencialmente a partir de ligas de cobalto ou níquel adequadas. Ligas de cobalto e níquel adequadas incluem ligas de WASPALOY® produzidas por United Technologies Corporation de Hartford, Connecticut, E.U.A e ligas de INCONEL® produzidas por Special Metal Corporation de Nova Hartford, Nova Iorque, E.U.A. Embora, qualquer material adequado possa ser usado para construir a capa 101.
[0042] As Figuras 7 a 8 ilustram uma realização alternativa do conjunto de capa 100’ que inclui uma capa 10T. Mais especificamente, a capa 101’ inclui uma parede radialmente interna 102’ que tem uma superfície radialmente interna 104’, uma superfície radialmente externa 106’ e uma espessura radial 122 que se estende entre a superfície radialmente interna 104’ e a superfície radialmente externa 106’. A parede radialmente interna 102’ é posicionada na primeira e na segunda porções de cavidade 86(a), 86(b). A esse respeito, a superfície radialmente externa 104’ é adjacente, porém, separada radialmente, à primeira e à segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b), e a superfície radialmente interna 106’ é adjacente às lâminas de rotor de turbina 72(a). A superfície radialmente interna 104’ e a superfície radialmente externa 106’ são curvadas na direção no sentido circunferencial 94.
[0043] A parede radialmente interna 102’ inclui uma saliência central 118 que se estende de modo radial para fora a partir da superfície radialmente externa 104’ da mesma. Conforme melhor ilustrado na Figura 8, a saliência central 118 pode ser triangular. A esse respeito, a saliência central 118 se estreita circunferencialmente na direção radialmente para fora. Embora, a saliência central 118 possa ter qualquer formato adequado (por exemplo, retangular, hemisférico, etc.) ou combinação de formatos (por exemplo, um retângulo com uma base triangular).
[0044] A capa 101’ também inclui uma parede radialmente externa 108’ que tem uma superfície radialmente interna 110’, uma superfície radialmente externa 112’, e uma espessura radial 124 que se estende entre a superfície radialmente interna 110’ e a superfície radialmente externa 112’. Uma porção axialmente central da superfície radialmente interna 110’ da parede radialmente externa 108’ se acopla integralmente à saliência central 118. As extremidades axialmente externas da parede radialmente externa 108’ são posicionadas na primeira e na segunda fendas 84(a), 84(b), que são dimensionadas para fixar a parede radialmente externa 108’ nas mesmas. A superfície radialmente externa 112’ entra em contato com uma superfície radialmente interna 134 do invólucro de turbina 76 (Figura 5). Como a parede radialmente interna 102’, a parede radialmente externa 108’ é plana na direção axial 90 e curvada na direção no sentido circunferencial 94. A espessura radial 122 da parede radialmente interna 102’ é preferencialmente maior que a espessura radial 124 da parede radialmente externa 108’. Embora a espessura radial 122 possa ser menor ou igual à espessura radial 124.
[0045] A parede radialmente externa 108’ pode incluir, opcionalmente, um primeiro flange 120(a) e um segundo flange 120(b) separado circunferencialmente do primeiro flange 120(a). Em particular, o primeiro flange 120(a) pode ser posicionado em uma extremidade circunferencial da parede radialmente externa 108’, e o segundo flange 120(b) pode ser posicionado na outra extremidade circunferencial da parede radialmente externa 108’.
[0046] A parede radialmente interna 102’ e a parede radialmente externa 108’ definem coletivamente uma primeira cavidade 114(a)’ e uma segunda cavidade 114(b)’ separada axialmente da primeira cavidade 114(a). A primeira e a segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b) são posicionadas na primeira e na segunda cavidades 114(a)’, 114(b)’. Como a primeira e a segunda cavidades 114(a), 114(b), a primeira e a segunda cavidades 114(a)’, 114(b)’ fornecem folga para a parede radialmente interna 102’ se mover de modo radial para fora sob contato com uma ou mais das lâminas de turbina 74(a).
[0047] Durante funcionamento do turbofan 10, a capa 101’ se move de modo radial para fora sob contato com uma ou mais das lâminas de turbina 74(a). Conforme com a capa 101, esse movimento radial evita erosão da capa 101’ e/ou das lâminas de turbina 72(a). Mais especificamente, quando uma ou mais lâminas de turbina 74(a) entra em contato com a superfície radialmente interna 104’, a saliência central 118 comprime radialmente, desse modo, movendo a parede radialmente interna 102’ de modo radial para fora em direção ao invólucro de turbina 76. Isso minimiza as forças exercidas pelas uma ou mais lâminas de turbina 74(a) na parede radialmente interna 102’, desse modo, evitando a erosão acima mencionada. A relação de separação no sentido radial entre a superfície radialmente externa 106’ da parede radialmente interna 102’ e a primeira e a segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b) fornece folga para acomodar o movimento radial da parede radialmente interna 102’. Esse movimento radialmente para fora também encolhe as cavidades 114(a)’, 114(b)’.
[0048] Quando as uma ou mais lâminas de turbina 72(a) estão em contato com a parede radialmente interna 104’ que se move fora de contato com as mesmas, a capa 101’ retorna à configuração anterior ao contato da mesma. Mais especificamente, a parede radialmente externa 108’ se expande radialmente, desse modo, movendo a parede radialmente interna 102’ de modo radial para dentro na direção oposta ao invólucro de turbina 76 e de volta à posição anterior ao contato da mesma. A esse respeito, as cavidades 114(a)’, 114(b)’ também se expandem aos tamanhos anteriores ao contato das mesmas.
[0049] As Figuras 9 a 10 ilustram uma realização adicional alternativa do conjunto de capa 100” que inclui uma capa 101”. Mais especificamente, a capa 101” inclui uma parede radialmente interna 102” que tem uma superfície radialmente interna 104” e uma superfície radialmente externa 106”. A parede radialmente interna 102” é posicionada na primeira e na segunda porções de cavidade 86(a), 86(b). A esse respeito, a superfície radialmente externa 104” é adjacente, porém, separada radialmente, à primeira e à segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b), e a superfície radialmente interna 106” é adjacente às lâminas de rotor de turbina 72(a). A superfície radialmente interna 104” e a superfície radialmente externa 106” são planas na direção axial 90 e curvadas na direção no sentido circunferencial 94.
[0050] A capa 101” também inclui uma parede radialmente externa 108” que tem uma primeira porção de parede radialmente interna 138(a) e uma segunda porção de parede radialmente interna 138(b). A primeira porção de parede interna 138(a) inclui um primeiro flange 136(a), e a segunda porção de parede radialmente interna 138(b) inclui um segundo flange 136(b). O primeiro e o segundo flanges 136(a), 136(b) são separados axialmente e alinhados radialmente. Além disso, o primeiro e o segundo flanges 136(a), 136(b) são substancialmente maiores na direção no sentido circunferencial 94 que na direção axial 90 (por exemplo, dez vezes maiores, vinte vezes maiores, etc.). A esse respeito, o primeiro e o segundo flanges 136(a), 136(b) são posicionados na primeira e na segunda fendas 84(a), 84(b), que são dimensionadas para fixar o primeiro e o segundo flanges 136(a), 136(b) nas mesmas.
[0051] O primeiro e o segundo flanges 136(a), 136(b) incluem respectivamente uma primeira pluralidade de dedos separados circunferencialmente 128(a) e uma segunda pluralidade de dedos separados circunferencialmente 128(b). A primeira pluralidade de dedos 128(a) define uma primeira pluralidade de fendas 130(a) entre cada par de dedos adjacente 128(a), e a segunda pluralidade de dedos 128(b) define uma segunda pluralidade de fendas 130(b) entre cada par de dedos adjacente 128(b). Cada uma dentre a primeira e a segunda pluralidades de dedos 128(a), 128(b) se estende, respectivamente, axial e radialmente para dentro do primeiro e do segundo flanges 136(a), 136(b) e se acopla à superfície radialmente externa 106” da parede radialmente interna 102”. Conforme ilustrado nas Figuras 9 a 10, a primeira pluralidade de dedos 128(a) se acopla à porção da superfície radialmente externa 106” posicionada na segunda cavidade 86(b). De modo similar, a segunda pluralidade de dedos 128(b) se acopla à porção da superfície radialmente externa 106” posicionada na primeira cavidade 86(a). A esse respeito, cada um dentre a primeira pluralidade de dedos 128(a) é posicionado em uma da segunda pluralidade de fendas 130(b) formada pela segunda pluralidade de dedos 128(b). Analogamente, cada um da segunda pluralidade de dedos 128(b) é posicionado em uma da primeira pluralidade de fendas 130(a) formada pela primeira pluralidade de dedos 128(a). Cada um da primeira e da segunda pluralidades de dedos 128(a), 128(b) pode ser linear ou curvado.
[0052] A primeira pluralidade de dedos 128(a) e a segunda pluralidade de dedos 128(b) definem coletivamente uma primeira cavidade 114(a)” e uma segunda cavidade 114(b)” separada axialmente da primeira cavidade 114(a)”. A primeira e a segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b) são posicionadas na primeira e na segunda cavidades 114(a)”, 114(b)”, o que fornece folga para a parede radialmente interna 102” se mover de modo radial para fora sob contato com uma ou mais das lâminas de turbina 74(a).
[0053] A primeira pluralidade de dedos 128(a), a segunda pluralidade de dedos 128(b), e o invólucro de turbina 76 definem coletivamente uma cavidade 116”. A cavidade 116” fornece folga para primeira pluralidade de dedos 128(a) e a segunda pluralidade de dedos 128(b) se move radialmente para fora quando uma ou mais das lâminas de turbina 74(a) entra em contato com a parede radialmente interna 102”.
[0054] Durante funcionamento do turbofan 10, a capa 101” se move de modo radial para fora sob contato com uma ou mais das lâminas de turbina 74(a). Esse movimento radial evita erosão da capa 101 e/ou das lâminas de turbina 72(a). Mais especificamente, quando uma ou mais lâminas de turbina 74(a) entra em contato com a superfície radialmente interna 104” da parede radialmente interna 102”, a primeira e a segunda pluralidades de dedos 128(a), 128(b) gira de modo radial para fora, desse modo, encolhendo a cavidade 116”. Isso move a parede radialmente interna 102” de modo radial para fora em direção ao invólucro de turbina 76 para minimizar as forças exercidas no mesmo pelas uma ou mais lâminas de turbina 74(a), desse modo, evitando a erosão acima mencionada. A relação de separação no sentido radial entre a superfície radialmente externa 106” da parede radialmente interna 102” e a primeira e a segunda saliências de invólucro 82(a), 82(b) fornece folga para acomodar o movimento radial da parede radialmente interna 102”. Esse movimento radialmente para fora também encolhe as cavidades 114(a)”, 114(b)”.
[0055] Quando as uma ou mais lâminas de turbina 72(a) estão em contato com a parede radialmente interna 104” que se move fora de contato com as mesmas, a capa 101” retorna à configuração anterior ao contato da mesma. Mais especificamente, a primeira e a segunda pluralidades de dedos 128(a), 128(b) gira radialmente para dentro, desse modo, ampliando a cavidade 116” ao tamanho anterior ao contato da mesma. Isso move a parede radialmente interna 102” de modo radial para dentro na direção oposta ao invólucro de turbina 76 e de volta à posição anterior ao contato da mesma. A esse respeito, as cavidades 114(a)”, 114(b)” também se expandem aos tamanhos anteriores ao contato das mesmas.
[0056] Esta descrição escrita usa exemplos para revelar a invenção, que inclui a realização preferencial, e também habilita qualquer pessoa versada na técnica a praticar a invenção, que inclui fazer e usar quaisquer dispositivos ou sistemas e realizar quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações, e pode incluir outros exemplos que ocorram àqueles versados na técnica. Tais outros exemplos são destinados a estar dentro do escopo das reivindicações se os mesmos incluírem elementos estruturais que não se difiram da linguagem literal das reivindicações, ou se os mesmos incluírem elementos estruturais equivalentes com diferenças insubstanciais a partir das linguagens literais das reivindicações.
Lista de Componentes 10 Motor a Jato Turbofan 12 Linha Central Axial ou Longitudinal 14 Seção de Ventilador 16 Motor de Turbina Nuclear/a Gás 18 Invólucro Externo 20 Entrada 22 Compressor de Baixa Pressão 24 Compressor de Alta Pressão 26 Seção de Combustão 28 Turbina de Alta Pressão 30 Turbina de Baixa Pressão 32 Seção de Escape a Jato 34 Haste/Bobina de Alta Pressão 36 Haste/Bobina de Baixa Pressão 38 Bobina/Haste de Ventilador 39 Marcha de Redução 40 Lâminas de Ventilador 42 Nacele ou Invólucro de Ventilador 44 Pá de Guia de Saída 46 Seção a Jusante 48 Trajetória de Fluxo de Ar de Desvio 50(a) Primeiro Estágio de Compressor 50(b) Segundo Estágio de Compressor 50(c) Terceiro Estágio de Compressor 52(a) Pá de Estator de Compressor 52(b) Pá de Estator de Compressor 52(c) Pá de Estator de Compressor 54(a) Lâmina de Rotor de Compressor 54(b) Lâmina de Rotor de Compressor 54(c) Lâmina de Rotor de Compressor 56(a) Ponta de Lâmina de Rotor de Compressor 56(b) Ponta de Lâmina de Rotor de Compressor 56(c) Ponta de Lâmina de Rotor de Compressor 58 Invólucro de Compressor 60(a) Fileira de Pás de Estator 60(b) Fileira de Pás de Estator 60(c) Fileira de Pás de Estator 62(a) Fileira de Lâminas de Rotor 62(b) Fileira de Lâminas de Rotor 62(c) Fileira de Lâminas de Rotor 64(a) Primeiro Estágio de Turbina 64(b) Segundo Estágio de Turbina 64(c) Terceiro Estágio de Turbina 66(a) Fileira de Pás de Estator 66(b) Fileira de Pás de Estator 66(c) Fileira de Pás de Estator 68(a) Pá de Estator de Turbina 68(b) Pá de Estator de Turbina 68(c) Pá de Estator de Turbina 70(a) Fileira de Lâminas de Rotor 70(b) Fileira de Lâminas de Rotor 72(a) Lâmina de Rotor de Turbina 72(b) Lâmina de Rotor de Turbina 74(a) Ponta de Lâmina de Turbina 74(b) Ponta de Lâmina de Turbina 76 Invólucro de Turbina 78 Passagem de Gás Quente 80 Vedação 82(a) Saliência de Invólucro 82(b) Saliência de Invólucro 84(a) Fenda 84(b) Fenda 86(a) Cavidade 86(b) Cavidade 88 NÃO USADO 90 Direção Axial 92 Direção Radial 94 Direção Circunferencial 95-99 NÃO USADO 100 1~ Realização de Conjunto de Capa 100’ 2- Realização de Conjunto de Capa 100” 3- Realização de Conjunto de Capa 101 1- Realização de Capa 101’ 2- Realização de Capa 101 ” 3- Realização de Capa 102 Parede Radialmente Interna 104 Superfície Radialmente Interna de Parede Radialmente Interna 106 Superfície Radialmente Externa de Parede Radialmente Interna 108 Parede Radialmente Externa 110 Superfície Radialmente Interna de Parede Radialmente externa 112 Superfície Radialmente Externa de Parede Radialmente externa 114 Cavidade 116 Cavidade 118 Saliência de Parede Radialmente Interna 120(a) Flange 120(b) Flange 122 Espessura Radial de Parede Radialmente Interna 124 Espessura Radial de Parede Radialmente externa 126 Cavidade 128 Fenda 130 Fenda 132 Cavidade que Recebe Capa 134 Superfície Radialmente Interna de Invólucro de Turbina 136 Flange 138 Porção de Parede Radialmente Interna 140 Mola 141-199 NÃO USADO 200 Ar 202 Porção de Entrada 204 Primeira Porção de Ar 206 Segunda Porção de Ar 208 Ar Comprimido 210 Gases de Combustão 212 Pás de Turbina de LP 214 Pás de Turbina de HP 216 218 Reivindicações

Claims (10)

1. CONJUNTO DE CAPA 100, 100’, 100” PARA UMA TURBINA A GÁS 10, caracterizado pelo fato de que compreende: um invólucro 58, 76; e uma capa 101, 10T, 101”, que compreende: uma parede radialmente externa 108, 108’, 108” engatada com o invólucro 58, 76; e uma parede radialmente interna 102, 102’, 102” acoplada integralmente à parede radialmente externa 108, 108’, 108”, sendo que a parede radialmente interna 102, 102’, 102” e a parede radialmente externa 108, 108’, 108” definem coletivamente um par de cavidades axialmente opostas 114(a), 114(a)’, 114(a)”, 114(b), 114(b)’, 114(b)”, e em que a parede radialmente interna 102, 102’, 102” se move radialmente para fora em direção ao invólucro 58, 76 quando uma ou mais lâminas de turbina a gás 52(a), 52(b), 52(c), 62(a), 62(b), 62(c) entram em contato com a parede radialmente interna 102, 102’, 102”.
2. CAPA 100, 100’, 100”, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que o invólucro 58, 76 é um invólucro de compressor 58 ou um invólucro de turbina 76.
3. CAPA 100, 100’, 100”, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que o invólucro 58, 76 compreende um par de saliências axialmente opostas 82(a), 82(b), e em que cada uma das saliências axialmente opostas 82(a), 82(b) é posicionada em uma do par de cavidades axialmente opostas 114(a), 114(a)’, 114(a)”, 114(b), 114(b)’, 114(b)”.
4. CAPA 100, 100’, 100”, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a parede radialmente externa 108, 108’, 108” é axialmente plana e circunferencialmente curvada.
5. CAPA 100, 100’, 100”, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a parede radialmente externa 108, 108’, 108” é moldada de forma axialmente curva.
6. CAPA 100, 100’, 100”, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a parede radialmente externa 108, 108’, 108” compreende um par de flanges retangulares 120(a), 120(b).
7. CAPA 100, 100’, 100”, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a parede radialmente interna 102, 102’, 102” compreende uma saliência 118 que se estende de modo radial para fora a partir de uma superfície radialmente externa 106, 106’, 106” da parede radialmente interna 102, 102’, 102”, e em que a saliência 118 se acopla integralmente à parede radialmente externa 108, 108’, 108”.
8. CAPA 100, 100’, 100”, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a parede radialmente interna 102, 102’, 102” se move radialmente para dentro na direção oposta ao invólucro 58, 76 quando uma ou mais lâminas de turbina a gás 52(a), 52(b), 52(c), 62(a), 62(b), 62(c) se afastam do contato com a parede radialmente interna 102, 102’, 102”.
9. CAPA 100, 100’, 100”, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que uma espessura radial 122 da parede radialmente interna 102, 102’, 102” é maior que uma espessura radial 124 da parede radialmente externa 108, 108’, 108”.
10. TURBINA A GÁS 10, caracterizada pelo fato de que compreende: um compressor 22, 24, que compreende um invólucro de compressor 58 e uma pluralidade de lâminas de compressor 52(a), 52(b), 52(c); uma seção de combustão 26; uma turbina 28, 30, que compreende um invólucro de turbina 76 e uma pluralidade de lâminas de turbina 62(a), 62(b), 62(c); uma haste 34, 36 que se acopla de modo giratório ao compressor 22, 24 e à turbina 28, 30; e uma capa 100, 100’, 100” para o compressor 22, 24 ou para a turbina 28, 30, sendo que a capa 100, 100’, 100” compreende: uma parede radialmente externa 108, 108’, 108”engatada com o invólucro de compressor 58 ou com o invólucro de turbina 76; e uma parede radialmente interna 102, 102’, 102” acoplada integralmente à parede radialmente externa 108, 108’, 108”, sendo que a parede radialmente interna 102, 102’, 102” e a parede radialmente externa 108, 108’, 108”definem coletivamente um par de cavidades axialmente opostas 114(a), 114(a)’, 114(a)”, 114(b), 114(b)’, 114(b)”, e em que a parede radialmente interna 102, 102’, 102” se move radialmente para fora em direção ao invólucro de compressor 58 ou ao invólucro de turbina 76 quando uma ou mais dentre a pluralidade de lâminas de compressor 52(a), 52(b), 52(c) ou dentre a pluralidade de lâminas de turbina 62(a), 62(b), 62(c) entram em contato com a parede radialmente interna 102, 102’, 102”.
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