BR102018068279A2 - Motor de turbina a gás - Google Patents

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Richard Alan Wesling
Darek Tomasz Zatorski
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General Electric Company
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Abstract

a presente divulgação é direcionada a um motor de turbina a gás incluindo um conjunto de rotor de turbina que inclui um primeiro rotor de turbina e um segundo rotor de turbina. o primeiro rotor de turbina inclui um rotor externo e uma pluralidade de rotores externos estendidos para dentro ao longo de uma direção radial a partir do rotor externo. o segundo rotor de turbina inclui um rotor interno e uma pluralidade de aerofólios do rotor interno estendidos para fora ao longo da direção radial a partir do rotor interno. a pluralidade de aerofólios do rotor externo e de aerofólios do rotor interno são dispostos em disposição alternada ao longo de uma direção longitudinal. uma ou mais interfaces de vedação rotativa são definidas entre o primeiro rotor de turbina e o segundo rotor de turbina.

Description

1/27 “MOTOR DE TURBINA A GÁS”
Campo da Invenção [001] A presente invenção se refere, de modo geral, a motores de turbina a gás. Mais especificamente, a matéria objeto se refere a estruturas para mitigação de deflexão e vazamento de gás de conjuntos de rotor de turbina interdigitados.
Antecedentes da Invenção [002] Motores de turbina a gás convencionais, de modo geral, incluem conjuntos de vedação entre um componente rotativo e um componente estático. Durante a operação do motor, o componente rotativo desvia (por exemplo, expande-se, contrai-se etc.) em função de forças radial, circunferencial e axial, expansão/contração térmica e diferenciais de pressão. Conjuntos de vedação são definidos entre componentes rotativos e estáticos para limitar e controlar uma quantidade de vazamento ou perda de pressão entre os estágios do componente rotativo, ou na trajetória de fluxo central ou na trajetória de fluxo secundária, e para manter os diferenciais de pressão desejados. Durante a operação do motor, a deflexão do componente rotativo é geralmente grande em relação à deflexão do componente estático, de modo a permitir considerar o componente estático como não desviado em relação à deflexão do componente rotativo.
[003] No entanto, os conjuntos de rotores de turbina interdigitados incluem componentes rotativos para interfaces de componentes rotativos, nas quais, cada componente rotativo experimenta deflexões diferentes do outro componente rotativo. Por exemplo, um conjunto de rotor externo experimenta forças radiais, circunferenciais e axiais diferentes de um conjunto de rotor interno com o qual é interdigitado com o conjunto de rotor externo. Como tal, durante a operação do motor, a deflexão de cada componente rotativo é geralmente maior em relação aos motores
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2/27 convencionais que incorporam conjuntos de vedação rotativos para estáticos. Portanto, os vazamentos nas interfaces de rotativos para rotativos são geralmente grandes, de tal forma que os benefícios de desempenho e eficiência de uma disposição de turbina interdigitada podem ser substancialmente compensados por vazamentos através das interfaces de rotativos para rotativos.
[004] Como tal, existe a necessidade de estruturas para mitigar a deflexão e o vazamento de gás através das interfaces do componente rotativo para rotativo em motores de turbina a gás interdigitados.
Breve Descrição [005] Os aspectos e vantagens da invenção serão apresentados em parte na descrição seguinte, ou podem ser óbvios a partir da descrição, ou podem ser aprendidos através da prática da invenção.
[006] A presente divulgação é direcionada a um motor de turbina a gás incluindo um conjunto de rotor de turbina que inclui um primeiro rotor de turbina e um segundo rotor de turbina. O primeiro rotor de turbina inclui um rotor externo e uma pluralidade de rotores externos estendidos para dentro ao longo de uma direção radial a partir do rotor externo. O segundo rotor de turbina inclui um rotor interno e uma pluralidade de aerofólios de rotor interno estendidos para fora ao longo da direção radial a partir do rotor interno. A pluralidade de aerofólios do rotor externo e de aerofólios do rotor interno são dispostos em disposição alternada ao longo de uma direção longitudinal. Uma ou mais interfaces de vedação rotativa são definidas entre o primeiro rotor de turbina e o segundo rotor de turbina.
[007] Em uma forma de realização, a interface de vedação rotativa é definida em um diâmetro externo da pluralidade de aerofólios do rotor interno e em um diâmetro interno do rotor externo.
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3/27 [008] Em outra forma de realização, a interface de vedação rotativa é definida em um diâmetro interno da pluralidade de aerofólios do rotor externo e em um diâmetro externo do rotor interno.
[009] Em várias formas de realização, a interface de vedação rotativa inclui uma primeira plataforma acoplada a um diâmetro interno da pluralidade de aerofólios do rotor externo ou a um diâmetro externo do rotor interno. A primeira plataforma é estendida, pelo menos parcialmente, ao longo de uma direção longitudinal e ao longo de uma direção circunferencial em relação a uma linha central axial. Um conjunto de molas é acoplado à primeira plataforma. O conjunto de molas está disposto entre a primeira plataforma e um rotor de turbina radialmente adjacente. O conjunto de molas permite o deslocamento pelo menos ao longo da direção radial em direção à primeira plataforma. Uma segunda plataforma é acoplada ao conjunto de molas. A segunda plataforma é acoplada ao conjunto de molas radialmente oposto da primeira plataforma, de modo a ficar radialmente para dentro ou radialmente para fora da primeira plataforma. A segunda plataforma é estendida pelo menos parcialmente ao longo da direção longitudinal e ao longo da direção circunferencial em relação à linha central axial.
[010] Em uma forma de realização, a interface de vedação rotativa inclui ainda uma terceira plataforma acoplada ao diâmetro externo da pluralidade de aerofólios do rotor interno ou ao diâmetro interno da pluralidade de aerofólios do rotor externo. A terceira plataforma está disposta radialmente adjacente à primeira plataforma no rotor oposto do conjunto de rotor de turbina. A terceira plataforma é estendida pelo menos parcialmente ao longo da direção longitudinal e ao longo da direção circunferencial em relação à linha central axial.
[011] Em várias formas de realização, a interface de vedação rotativa define ainda um ou mais dentes estendidos ao longo da direção radial
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4/27 em direção ao rotor de turbina radialmente adjacente e estendidos ao longo da direção circunferencial em relação à linha central axial. O um ou mais dentes estão em disposição adjacente ao longo da direção longitudinal. Em uma forma de realização, os dentes são dispostos na segunda plataforma e estendidos, de modo geral, ao longo da direção radial em direção à terceira plataforma. Em outra forma de realização, os dentes são dispostos na terceira plataforma e estendidos, de modo geral, ao longo da direção radial em direção à segunda plataforma. Ainda em outra forma de realização, a terceira plataforma define ainda uma nervura disposta radialmente para dentro dos dentes, em que a nervura define um peso que promove a deflexão da terceira plataforma ao longo da direção radial.
[012] Ainda em várias formas de realização, a terceira plataforma é estendida ao longo da direção longitudinal e construída em cantilever a partir de uma porção radial do conjunto de rotor de turbina. Em uma forma de realização, um raio é definido entre a terceira plataforma e a porção radial do conjunto de rotor de turbina, o raio promovendo a deflexão da terceira plataforma ao longo da direção radial.
[013] Em outra forma de realização, a interface de vedação rotativa define um conjunto de vedação de folha junto no primeiro rotor de turbina e no segundo rotor de turbina.
[014] Em ainda outra forma de realização, um ou mais dentre a primeira plataforma, o conjunto de molas e a segunda plataforma são segmentados ao longo da direção circunferencial, permitindo deslocamento radial substancialmente independente de cada segmento em relação um ao outro.
[015] Ainda em outra forma de realização, a segunda plataforma define um material capaz de ser abradado pelo menos em um diâmetro radialmente oposto aos dentes dispostos na terceira plataforma.
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5/27 [016] Em várias formas de realização, os aerofólios do rotor externo definem um primeiro material que define uma densidade de aproximadamente 4,0 g/cm3 ou menos.
[017] Em uma forma de realização, a interface de vedação rotativa inclui uma segunda plataforma acoplada a um diâmetro interno dos aerofólios do rotor externo ou a um diâmetro externo dos aerofólios do rotor interno; e uma terceira plataforma acoplada ao rotor oposto do conjunto de rotor de turbina radialmente oposto da segunda plataforma. A terceira plataforma define um ou mais dentes estendidos ao longo da direção radial em direção à segunda plataforma e estendidos ao longo da direção circunferencial em relação à linha central axial. O um ou mais dentes estão em disposição adjacente ao longo da direção longitudinal. A segunda plataforma define um material capaz de ser abradado pelo menos em um diâmetro radialmente oposto à terceira plataforma.
[018] Em várias formas de realização, a interface de vedação rotativa define uma primeira plataforma estendida ao longo da direção radial e uma segunda plataforma estendida ao longo da direção radial e adjacente ao longo da direção longitudinal à primeira plataforma. A primeira plataforma é definida em um diâmetro interno dos aerofólios do rotor externo ou em um diâmetro externo dos aerofólios do rotor interno. A segunda plataforma é definida no rotor de turbina oposto no diâmetro externo dos aerofólios do rotor interno ou no diâmetro interno dos aerofólios do rotor externo.
[019] Em uma forma de realização, a segunda plataforma define ainda uma primeira parede e uma segunda parede estendidas ao longo da direção radial e separadas ao longo da direção longitudinal. Um conjunto de molas é definido entre a primeira parede e a segunda parede. O conjunto de molas permite o deslocamento da segunda plataforma em relação à primeira plataforma ao longo da direção longitudinal entre o primeiro rotor de turbina e o segundo rotor de turbina.
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6/27 [020] Em outra forma de realização, uma parede axial é acoplada à primeira parede e à segunda parede e definida entre elas. Uma passagem de fluido é definida entre a primeira plataforma, a segunda plataforma e a parede axial.
[021] Em ainda outra forma de realização, a primeira plataforma ou a segunda plataforma define uma superfície de vedação de carbono longitudinalmente adjacente à plataforma oposta. A superfície de vedação de carbono é definida de modo circunferencial ao longo da primeira plataforma ou da segunda plataforma em relação à linha central axial.
[022] Estas e outras características, aspectos e vantagens da presente invenção serão melhor compreendidos com referência à seguinte descrição e reivindicações anexas. As figuras anexas, que são incorporadas e fazem parte deste relatório descritivo, ilustram formas de realização da invenção e, juntamente com a descrição, servem para explicar os princípios da invenção.
Breve Descrição dos Desenhos [023] Uma divulgação completa e capacitante da presente invenção, incluindo o melhor modo da mesma, direcionada a um técnico no assunto, é apresentada no relatório descritivo, o qual faz referência às figuras anexas, nas quais:
A Figura 1 é uma vista esquemática em corte transversal de uma forma de realização exemplificativa de um motor de turbina a gás de acordo com um aspecto da presente divulgação;
A Figura 2 é uma vista em corte transversal de uma parte de uma forma de realização exemplificativa de um conjunto de rotor de turbina da seção de turbina do motor de turbina a gás mostrado na Figura 1;
A Figura 3 é uma forma de realização exemplificativa de uma interface de vedação rotativa do conjunto de rotor de turbina fornecido de modo geral na Figura 2;
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7/27
A Figura 4 é uma vista em perspectiva de uma forma de realização exemplificativa de uma interface de vedação rotativa fornecida de modo geral na Figura 3;
A Figura 5 é outra forma de realização exemplificativa de uma interface de vedação rotativa do conjunto de rotor de turbina fornecido de modo geral na Figura 2;
A Figura 6 é ainda outra forma de realização exemplificativa de uma interface de vedação rotativa do conjunto de rotor de turbina fornecido de modo geral na Figura 2; e
A Figura 7 é ainda outra forma de realização exemplificativa de uma interface de vedação rotativa do conjunto de rotor de turbina fornecido de modo geral na Figura 2.
[024] A utilização repetida de caracteres de referência no presente relatório descritivo e nas figuras destina-se a representar as características ou elementos iguais ou análogos da presente invenção.
Descrição Detalhada [025] Será feita agora referência em detalhe para formas de realização da invenção, um ou mais exemplos das quais são ilustrados nas figuras. Cada exemplo é fornecido a título de explicação da invenção, não limitando a invenção. De fato, será evidente para um técnico no assunto que podem ser feitas várias modificações e variações na presente invenção sem se afastar do escopo ou sentido da invenção. Por exemplo, características ilustradas ou descritas como parte de uma forma de realização podem ser utilizadas com outra forma de realização para produzir ainda uma outra forma de realização. Assim, pretende-se que a presente invenção abranja tais modificações e variações como estando dentro do escopo das reivindicações anexas e seus equivalentes.
[026] Tal como aqui utilizado, os termos “primeiro”, “segundo” e “terceiro” podem ser usados de modo intercambiável para distinguir um
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8/27 componente do outro e não pretendem significar a localização ou importância dos componentes individuais.
[027] Os termos “a montante” e “a jusante” se referem à direção relativa em relação ao fluxo de fluido em uma via de fluido. Por exemplo, “a montante” se refere à direção a partir da qual o fluido flui e “a jusante” se refere à direção para a qual o fluido flui.
[028] Formas de realização de estruturas para mitigar deflexão e vazamento de gás através de interfaces de componentes rotativo para rotativo em motores de turbina a gás interdigitados são fornecidas de modo geral. As estruturas para mitigar o vazamento da trajetória de fluxo através de um primeiro rotor de turbina interdigitado ou contra-rotativo com um segundo rotor de turbina são fornecidas de modo geral, que podem mitigar os efeitos deletérios das interfaces de rotativos para rotativos em motores de turbina a gás. As várias formas de realização de uma interface de vedação rotativa e conjunto de rotor de turbina, mostradas e descritas de modo geral aqui, podem reduzir deflexões radiais ou axiais, ou minimizar distâncias relativas ou intervalos entre um primeiro rotor de turbina que é pelo menos parcialmente independentemente rotativo em relação a um segundo rotor de turbina. Como tal, as várias formas de realização do conjunto de rotor de turbina e da interface de vedação rotativa, mostradas e descritas de modo geral aqui, permitem a utilização e a realização dos benefícios de um conjunto de rotor de turbina contra-rotativo, mitigando efeitos deletérios causados pelas interfaces de vedação rotativa para rotativa.
[029] Com referência agora às figuras, a Figura 1 é uma vista esquemática em corte transversal de um motor de turbina a gás exemplificativo (10) (aqui referido como “motor (10)”), mostrado como um motor turboventilador de alta derivação, incorporando uma forma de realização exemplificativa de uma seção de turbina (90) de acordo com um aspecto da
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9/27 presente divulgação. Embora adicionalmente descrita abaixo com referência a um motor turbo-ventilador, a presente divulgação também é aplicável a turbomaquinaria em geral, incluindo motores de turbina a gás propulsor-ventilador, turbo-jato, turbo-propulsor e turbo-eixo, incluindo motores de turbina naval e industrial e unidades de alimentação auxiliares. Ainda, embora descrito abaixo como um motor de turbina a gás de três bobinas, a presente divulgação também é aplicável a motores de turbina a gás de duas bobinas. Como mostrado na Figura 1, o motor (10) tem um eixo de linha central longitudinal ou axial (12) que se estende através de lá para fins de referência. O motor (10) define uma direção longitudinal (L), uma direção radial (R), uma extremidade a montante (99) e uma extremidade a jusante (98) ao longo da direção longitudinal (L).
[030] Em geral, o motor (10) pode incluir um invólucro externo substancialmente tubular (18) que define uma entrada anular (20). O invólucro externo (18) envolve ou flui pelo menos parcialmente, em disposição de fluxo em série, uma seção de compressor (21), uma seção de combustão (26) e uma seção de turbina interdigitada (90) (aqui referida como “seção de turbina (90)”). De modo geral, o motor (10) define, em disposição de fluxo em série a partir da extremidade a montante (99) para a extremidade a jusante (98), o conjunto de ventoinha (14), a seção de compressor (21), a seção de combustão (26) e a seção de turbina (90). Na forma de realização mostrada na Figura 1, a seção de compressor (21) define um compressor de alta pressão (HP) (24) e um compressor de pressão intermediária (IP) (22). Em outras formas de realização, o conjunto de ventoinha (14) pode incluir ou definir ainda um ou mais estágios de uma pluralidade de pás de ventoinha (42) que estão acopladas e estendemse para fora na direção radial (R) a partir de um rotor de ventoinha (15) e/ou um eixo de baixa velocidade (36). Em várias formas de realização, múltiplos estágios da pluralidade de pás de ventoinha (42) acoplados ao eixo de baixa
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10/27 velocidade (36) podem ser referidos como um compressor de baixa pressão (LP).
[031] Um invólucro de ventoinha anular ou nacela (44) circunda, de modo circunferencial, pelo menos uma porção do conjunto de ventoinha (14) e/ou pelo menos uma porção do invólucro externo (18). Em uma forma de realização, a nacela (44) pode ser suportada em relação ao invólucro externo (18) por uma pluralidade de pás guia de saída ou suportes (46) espaçados do modo circunferencial. Pelo menos uma porção da nacela (44) pode estender-se sobre uma parte externa (na direção radial (R)) do invólucro externo (18) de modo a definir uma passagem de fluxo de ar de derivação (48) entre elas.
[032] Referindo-se agora à Figura 2, a seção de turbina (90) inclui um conjunto de rotor de turbina (95). O conjunto de rotor de turbina (95) inclui um primeiro rotor de turbina (110) em disposição alternada ao longo da direção longitudinal (L) com um segundo rotor de turbina (120). O primeiro rotor de turbina (110) inclui um rotor externo (114) que circunda o segundo rotor de turbina (120). Uma pluralidade de aerofólios do rotor externo (118) estendidos para dentro ao longo da direção radial (R) do rotor externo (114). Em várias formas de realização, o rotor externo (114) define um tambor ou disco no qual a pluralidade de aerofólios do rotor externo (118) é fixada. Por exemplo, a pluralidade de aerofólios do rotor externo (118) pode ser fixada ao rotor externo (114) por meio de ganchos, ranhuras, encaixes, pinos, prendedores mecânicos (por exemplo, parafusos, porcas, rebites, tirantes etc.), ou combinações dos mesmos.
[033] O segundo rotor de turbina inclui um rotor interno (112). Uma pluralidade de aerofólios do rotor interno (119) é estendida para fora ao longo da direção radial (R) do rotor interno (112). O rotor interno (112) pode definir um tambor, disco, disco com lâminas (por exemplo, Blisk) ou rotor integralmente com lâminas (IBR). A pluralidade de aerofólios do rotor interno
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11/27 (119) pode ser fixada ao rotor interno (112) por meio de ganchos, ranhuras, encaixes, pinos, prendedores mecânicos ou combinações dos mesmos. Em várias formas de realização, o rotor interno (112) e os aerofólios do rotor interno (119) podem ser definidos substancialmente como uma única peça integral.
[034] Em várias formas de realização, o conjunto de rotor de turbina (95), fornecido de modo geral na Figura 2, define um conjunto de rotor de turbina de baixa velocidade contra-rotativo. O primeiro rotor de turbina (110) e o segundo rotor de turbina (120) podem, cada um, ser acoplados ao eixo de baixa velocidade (36). Em uma forma de realização, o primeiro rotor de turbina (110) é acoplado ao eixo de baixa velocidade (36) e o segundo rotor de turbina (120) é acoplado ao eixo de baixa velocidade (36) através de um conjunto de redução de velocidade. O conjunto de redução de velocidade pode incluir uma caixa de câmbio, um conjunto de engrenagens ou um conjunto de mudança de velocidade hidráulico ou pneumático. O eixo de baixa velocidade (36) é acoplado em uma extremidade longitudinal oposta ao rotor de ventoinha (15) do conjunto de ventoinha (14).
[035] Em outra forma de realização, o segundo rotor de turbina (120) é acoplado a um eixo de alta velocidade (34) que é ainda acoplado em uma extremidade longitudinal oposta ao compressor de HP (24). Ainda em várias formas de realização, a seção de turbina (90) pode incluir ainda um terceiro rotor de turbina (130) acoplado a um compressor (22) de pressão baixa (LP) ou pressão intermediária (IP) em uma extremidade longitudinal oposta do motor (10) através de um terceiro eixo. Ainda em várias formas de realização, o conjunto de rotor de turbina (95) aqui descrito pode incluir o primeiro rotor de turbina (110) circundando uma ou mais das formas de realização acima mencionadas do segundo rotor de turbina (120), terceiro rotor de turbina (130), ou ambos. Ainda em várias formas de realização, o primeiro rotor de turbina
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12/27 (110) está em disposição de contra-rotação em relação ao segundo rotor de turbina (120), ao terceiro rotor de turbina (130), ou a ambos.
[036] As várias formas de realização do conjunto de rotor de turbina (95) definem, de modo geral, um primeiro rotor de turbina (110) pelo menos parcialmente independentemente rotativo em relação ao segundo rotor de turbina (120). Por exemplo, o primeiro rotor de turbina (110) pode definir uma velocidade geralmente fixa ou proporcional em relação ao segundo rotor de turbina (120). Como outro exemplo, o primeiro rotor de turbina (110) pode ser definido independentemente rotativo em relação ao segundo rotor de turbina (120) ou terceiro rotor de turbina (130), ou ambos.
[037] Referindo-se agora às Figuras 1 e 2, a seção de turbina (90) pode incluir uma ou mais interfaces de vedação rotativa (200) definidas entre o primeiro rotor de turbina (110) e o segundo rotor de turbina (120). A interface de vedação rotativa (200) define uma interface de rotativos para rotativos entre o primeiro rotor de turbina (110) e o segundo rotor de turbina (120). Em várias formas de realização, a interface de vedação rotativa (200) é definida em um diâmetro externo (115) da pluralidade de aerofólios do rotor interno (119) e em um diâmetro interno (125) do rotor externo (114), tal como geralmente rodeado como mostrado em (127). Ainda em várias formas de realização, a interface de vedação rotativa (200) é definida em um diâmetro interno (215) da pluralidade de aerofólios do rotor externo (118) e em um diâmetro externo (225) do rotor interno (112).
[038] Referindo-se agora à Figura 3, uma forma de realização exemplificativa da interface de vedação rotativa (200) é fornecida de modo geral. A interface de vedação rotativa (200) inclui uma primeira plataforma (210) acoplada ao diâmetro interno (215) da pluralidade de aerofólios do rotor externo (118) ou ao diâmetro interno (125) do rotor externo (114). A primeira plataforma (210) é estendida pelo menos parcialmente ao longo da direção
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13/27 longitudinal (L) e ao longo da direção circunferencial (C) (Figura 4) em relação à linha central axial (12). Por exemplo, a primeira plataforma (210) é estendida pelo menos substancialmente em torno do diâmetro interno (215) da pluralidade de aerofólios do rotor externo (118) em torno da linha central axial (12). Como outro exemplo, a primeira plataforma (210) define uma estrutura geralmente anular.
[039] A interface de vedação rotativa (200) inclui ainda um conjunto de molas (240) acoplado à primeira plataforma (210). O conjunto de molas (240) está disposto entre a primeira plataforma (210) e um rotor de turbina adjacente ao longo da direção radial (R). Por exemplo, como fornecido de modo geral na Figura 3, a primeira plataforma (210) é acoplada ao diâmetro interno (215) da pluralidade de aerofólios do rotor externo (118) do primeiro rotor de turbina (110). O rotor de turbina radialmente adjacente em relação ao primeiro rotor de turbina (110) é o segundo rotor de turbina (120). Mais especificamente, a primeira plataforma (210) e o conjunto de molas (240) são adjacentes ao longo da direção radial (R) ao diâmetro externo (225) do rotor interno (112).
[040] A interface de vedação rotativa (200) inclui ainda uma segunda plataforma (220) acoplada ao conjunto de molas (240). A segunda plataforma é acoplada ao conjunto de molas (240) oposto ao longo da direção radial (R) da primeira plataforma (210). Na forma de realização mostrada na Figura 3, a segunda plataforma está disposta para dentro ao longo da direção radial (R) da primeira plataforma (210). A segunda plataforma (220) é estendida pelo menos parcialmente ao longo da direção longitudinal (L) e ao longo da direção circunferencial em relação à linha central axial (12). Por exemplo, a segunda plataforma (220) é estendida pelo menos substancialmente de forma anular para dentro do diâmetro interno (215) da pluralidade de aerofólios do rotor externo (118). Alternativamente, a segunda plataforma (220) é estendida
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14/27 pelo menos substancialmente de forma anular para fora do diâmetro externo (225) do rotor interno (112).
[041] O conjunto de molas (240) permite o deslocamento pelo menos ao longo da direção radial (R). O conjunto de molas (240) permite deflexão pelo menos ao longo da direção radial (R) da segunda plataforma (220) acoplada ao conjunto de molas (240). O conjunto de molas (240) geralmente inclui uma estrutura definindo propriedades de mola, de modo a permitir compressão/ tensão ou movimento geralmente elástico ao longo da direção radial (R). Portanto, o conjunto de molas (240) pode definir um material que permita a deflexão elástica ao longo da direção radial (R). Mais especificamente, o conjunto de molas (240) permite deflexão elástica ao longo da direção radial (R) em resposta a forças centrífugas e forças aerodinâmicas. Por exemplo, o conjunto de molas (240) permite a deflexão ao longo da direção radial (R) devido a forças radiais da rotação do rotor externo (114) e dos aerofólios do rotor externo (118). Como outro exemplo, o conjunto de molas (240) permite a deflexão ao longo da direção radial (R) devido a um fluxo controlado de fluido entre a segunda plataforma (220) e o rotor de turbina radialmente oposto (por exemplo, na Figura 3, o rotor interno (112)) de uma primeira extremidade (261) para uma segunda extremidade (262).
[042] Em várias formas de realização, a interface de vedação rotativa (200) inclui ainda uma terceira plataforma (230) acoplada ao diâmetro interno (125) do rotor externo (114) ou ao diâmetro externo (225) do rotor interno (112). A terceira plataforma (230) é disposta adjacente ao longo da direção radial (R) à segunda plataforma (220) no rotor oposto do conjunto de rotor de turbina (95). Por exemplo, como proporcionado de modo geral na Figura 3, a terceira plataforma (230) é disposta no diâmetro externo (225) do rotor interno (112), radialmente oposto ao diâmetro interno (215) do aerofólio do rotor externo (118). Em outras formas de realização, a terceira plataforma
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15/27 (230) está disposta no diâmetro externo (115) dos aerofólios do rotor interno (119) opostos radialmente ao diâmetro interno (125) do rotor externo (114). A terceira plataforma (230) é estendida pelo menos parcialmente ao longo da direção longitudinal (L) e ao longo da direção circunferencial em relação à linha central axial (12).
[043] Durante a operação do motor (10), o conjunto de rotor de turbina (95) gera um fluxo de fluido (265) a partir da primeira extremidade (261) para a segunda extremidade (262) entre a segunda plataforma (220) e a terceira plataforma (230) da interface de vedação rotativa (200). O conjunto de molas (240) é configurado para permitir o fluxo de fluido (265) de modo a definir um amortecedor ou tampão entre o primeiro rotor de turbina (110) adjacente e o segundo rotor de turbina (120). Referindo-se à forma de realização mostrada na Figura 3, o amortecedor ou tampão é definido entre a segunda plataforma (220) acoplada ao aerofólio do rotor externo (118) e a terceira plataforma (230) acoplada ao rotor interno (112). Em outras formas de realização, o amortecedor ou tampão definido pelo fluxo de fluido (265) é definido entre a segunda plataforma (220) acoplada ao rotor externo (114) e a terceira plataforma (230) acoplada aos aerofólios do rotor interno (119). O conjunto de molas (240) é ainda configurado para limitar a deflexão ao longo da direção radial (R), de modo a minimizar a quantidade do fluxo de fluido (265) da primeira extremidade (261) à segunda extremidade (262).
[044] Deve ser percebido que, embora a Figura 3 ilustre, de modo geral, a interface de vedação rotativa (200) acoplada ao diâmetro interno (215) dos aerofólios do rotor externo (118) e ao diâmetro externo (225) do rotor interno (112), tal como mostrado na área (227) na Figura 2, o conjunto de vedação (200) pode ainda ser disposto no diâmetro externo (115) dos aerofólios do rotor interno (119) e no diâmetro interno (125) do rotor externo (114), tal como mostrado na área (127) da Figura 2. Ainda, em várias formas
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16/27 de realização, o conjunto de vedação rotativo (200) pode dispor a primeira plataforma (210) no diâmetro interno (215) dos aerofólios do rotor externo (118), tal como fornecido de modo geral na Figura 3. Em outras formas de realização, a primeira plataforma (210) pode ser disposta no diâmetro externo (225) do rotor interno (112). Ainda em outras formas de realização, a primeira plataforma (210) pode ser disposta no diâmetro externo (125) dos aerofólios do rotor interno (119) adjacente à terceira plataforma (230) no rotor externo (114).
[045] Referindo-se agora à Figura 4, é proporcionada, de modo geral, uma vista em perspectiva de uma forma de realização da interface de vedação rotativa (200). A interface de vedação rotativa (200) mostrada na Figura 4 pode ser configurada de maneira substancialmente semelhante àquela mostrada e fornecida em relação à Figura 3. Na forma de realização fornecida na Figura 4, a interface de vedação rotativa (200) define ainda uma parede de vedação (245) em uma ou mais extremidades longitudinalmente adjacentes ao conjunto de molas (240). A parede de vedação (245) é estendida da primeira plataforma (210) para a segunda plataforma (220). A parede de vedação (245) pode impedir um fluxo de fluido de interagir diretamente com o conjunto de molas (240). Em várias formas de realização, a parede de vedação (245) define ainda as propriedades de mola, tal como similarmente ao conjunto de molas (240), para permitir a deflexão radial da segunda plataforma (220).
[046] Referindo-se agora à Figura 5, outra forma de realização da interface de vedação rotativa (200) é fornecida de modo geral. A interface de vedação rotativa (200) representada na Figura 5 pode ser configurada substancialmente de maneira semelhante à mostrada e fornecida em relação às Figuras 3 e 4. Na Figura 5, a interface de vedação rotativa (200) define ainda um ou mais dentes (243) estendidos ao longo da direção radial (R) em direção ao rotor de turbina radialmente adjacente e estendidos ao longo da direção circunferencial em relação à linha central axial (12). O um ou mais
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17/27 dentes (243) estão em disposição adjacente ao longo da direção longitudinal (L). Em uma forma de realização, os dentes (243) estão dispostos na segunda plataforma (220) e estendidos geralmente ao longo da direção radial (R) em direção à terceira plataforma (230). Em outra forma de realização, os dentes (243) estão dispostos na terceira plataforma (230) e estendidos geralmente ao longo da direção radial (R) em direção à segunda plataforma (220).
[047] Os dentes (243) podem definir uma região de pressão mais alta na primeira extremidade (261) e uma região de pressão mais baixa na segunda extremidade (262). Em várias formas de realização, os dentes (243) geralmente não estão em contato com o rotor de turbina oposto. Por exemplo, os dentes (243) definidos na segunda plataforma (220) no primeiro rotor de turbina (110) podem estar dispostos radialmente na direção da terceira plataforma (230) em disposição sem contato. Como outro exemplo, os dentes (243) definidos na terceira plataforma (230), no segundo rotor de turbina (120), podem estar dispostos radialmente na direção da segunda plataforma (220) em disposição sem contato.
[048] Em ainda várias formas de realização, a segunda plataforma (220), a terceira plataforma (230), ou ambas, definem um material capaz de ser abradado pelo menos em um diâmetro radialmente oposto aos dentes (243). O material capaz de ser abradado pode definir uma estrutura ou revestimento em forma alveolar no qual os dentes (243) podem entrar em contato durante a operação do motor (10).
[049] Referindo-se agora à Figura 6, outra forma de realização exemplificativa da interface de vedação rotativa (200) é fornecida de modo geral. Na forma de realização representada de modo geral, a segunda plataforma (220) é acoplada ao diâmetro interno (215) dos aerofólios do rotor externo (118). Em outras formas de realização, a segunda plataforma (220) pode ser acoplada ao diâmetro externo (115) dos aerofólios do rotor interno (119) (Figura 2). A terceira plataforma
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18/27 (230) é acoplada ao rotor oposto do conjunto de rotor de turbina (95) oposto ao longo da direção radial (R) da segunda plataforma (220). A terceira plataforma (230) define um ou mais dentes (243) estendidos ao longo da direção radial (R) em direção à segunda plataforma (220) e estendidos ao longo da direção circunferencial em relação à linha central axial (12). O um ou mais dentes (243) estão em disposição adjacente ao longo da direção longitudinal (L). Em várias formas de realização, a segunda plataforma (220) define um material capaz de ser abradado pelo menos em um diâmetro radialmente oposto à terceira plataforma (230).
[050] Em uma forma de realização, a terceira plataforma (230) define ainda uma nervura (247) disposta radialmente para dentro dos dentes (243). A nervura (247) define um peso que promove a deflexão da terceira plataforma (230) ao longo da direção radial (R). Em várias formas de realização, a terceira plataforma (230) é estendida ao longo da direção longitudinal (L) e construída em cantilever a partir de uma porção radial (237) do conjunto de rotor de turbina (95). Em uma forma de realização, um raio (239) é definido entre a terceira plataforma (230) e a porção radial (237) do conjunto de rotor de turbina (95). O raio (239) promove a deflexão da terceira plataforma (230) ao longo da direção radial (R).
[051] Referindo-se agora às Figuras 3 a 6, um ou mais dentre a primeira plataforma (210), o conjunto de molas (240) e a segunda plataforma (220) são segmentados ao longo da direção circunferencial, permitindo um deslocamento radial substancialmente independente de cada segmento em relação um ao outro. Por exemplo, uma pluralidade de segmentos circunferencialmente adjacentes pode definir um esquema ou estrutura geralmente anular da interface de vedação rotativa (200). A pluralidade de segmentos circunferencialmente adjacentes pode permitir crescimento, movimento ou deslocamento relativamente independentes ao longo da direção
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19/27 radial (R), da direção circunferencial, ou ambas. A pluralidade de segmentos circunferencialmente adjacentes pode ainda permitir um movimento pelo menos parcialmente independente ao longo da direção longitudinal (L).
[052] Referindo-se agora à Figura 7, outra forma de realização exemplificativa da interface de vedação rotativa (200) é fornecida de modo geral. Na forma de realização representada de modo geral, a interface de vedação rotativa (200) define a primeira plataforma (210) estendida ao longo da direção radial (R). A segunda plataforma (220) é estendida ao longo da direção radial (R) e adjacente ao longo da direção longitudinal (L) até a primeira plataforma (210). A disposição longitudinalmente adjacente da primeira plataforma (210) e da segunda plataforma (220) permite a deflexão do primeiro rotor de turbina (110), do segundo rotor de turbina (120), ou de ambos ao longo da direção radial (R), enquanto proporciona superposição ao longo da primeira plataforma (210) e da segunda plataforma (220) ao longo da direção radial R, mitigando desse modo os vazamentos entre o primeiro rotor de turbina (110) e o segundo rotor de turbina (220) a partir da primeira extremidade (261) para a segunda extremidade (262).
[053] Em várias formas de realização, a primeira plataforma (210) é definida no diâmetro interno (215) dos aerofólios do rotor externo (118), tal como fornecido de modo geral na Figura 7. Em outras formas de realização, a primeira plataforma (210) é definida no diâmetro externo (115) dos aerofólios do rotor interno (119). Ainda em outras formas de realização, a primeira plataforma (210) é definida no diâmetro interno (125) do rotor externo (114). A segunda plataforma (220) é definida no rotor de turbina oposto. Por exemplo, em relação à Figura 7, a segunda plataforma (220) é definida no diâmetro externo (225) do rotor interno (112). Em outra forma de realização, a segunda plataforma (220) é definida no diâmetro interno (125) do rotor externo (114).
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20/27 [054] Em várias formas de realização, a segunda plataforma (220) define ainda uma primeira parede (221) e uma segunda parede (222) estendida ao longo da direção radial (R). A primeira parede (221) e a segunda parede (222) separadas ao longo da direção longitudinal (L). O conjunto de molas (240) é definido entre a primeira parede (221) e a segunda parede (222). O conjunto de molas (240) permite o deslocamento da segunda plataforma (220) em relação à primeira plataforma (210) ao longo da direção longitudinal (L) entre o primeiro rotor de turbina (210) e o segundo rotor de turbina (220).
[055] Referindo-se ainda à Figura 7, uma parede axial (223) é definida entre a primeira parede (221) e a segunda parede (222) e acoplada a cada uma. Uma passagem de fluido (224) é definida entre a primeira plataforma (210), a segunda plataforma (220) e a parede axial (223).
[056] Em uma forma de realização, a primeira plataforma (210), ou a segunda plataforma (220), define uma superfície de vedação de carbono (226) adjacente ao longo da direção longitudinal (L) para a plataforma oposta. A superfície de vedação de carbono (226) é definida circunferencialmente em relação à linha central axial (12) ao longo da primeira plataforma (210) ou da segunda plataforma (220).
[057] Referindo-se agora às Figuras 1 a 7, em várias formas de realização, os aerofólios do rotor externo (118) definem um primeiro material que define uma densidade de aproximadamente 4,0 g/cm3 ou menos. Por exemplo, o primeiro material define um material compósito de matriz cerâmica (CMC) ou uma liga à base de titânio. A densidade relativamente baixa do primeiro material pode reduzir a deflexão ao longo da direção radial (R). Por exemplo, a densidade relativamente baixa do primeiro material pode mitigar as deflexões induzidas pela rotação do primeiro rotor de turbina (110), tal como ao longo da direção radial (R). Como tal, o primeiro material de densidade relativamente baixa pode reduzir a distância radial entre a primeira plataforma
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21/27 (210), a segunda plataforma (220), ou ambas em relação ao rotor interno (112) ou à terceira plataforma (230).
[058] Em ainda várias formas de realização, o rotor externo (114) define uma espessura de material suficiente para mitigar a deflexão ao longo da direção radial (R). Mais especificamente, pelo menos uma porção do rotor externo (114) ao qual os aerofólios do rotor externo (118) se ligam, tal como um gancho, pino ou local de fixação mecânica, pode definir uma espessura de material suficiente para mitigar a deflexão induzida pela rotação do rotor externo (114). Em uma forma de realização, o rotor externo (114) pode definir o primeiro material tal como descrito em relação aos aerofólios do rotor externo (118).
[059] Durante a operação do motor (10), como mostrado em conjunto nas Figuras 1 a 7, o rotor de turbina (120) de alta velocidade gira geralmente a uma velocidade rotacional mais alta do que o rotor de turbina (130) de velocidade intermediária. O rotor de turbina (130) de velocidade intermediária gira, geralmente, a uma velocidade mais alta do que o rotor de turbina (110) de baixa velocidade. Durante o funcionamento do motor (10), um volume de ar, como indicado esquematicamente pelas setas (74), entra no motor (10) através de uma entrada associada (76) da nacela e/ou conjunto de ventoinha (14). Quando o ar (74) passa através das pás de ventoinha (42), uma porção do ar, como indicado esquematicamente pelas setas (78), é direcionada ou encaminhada para a passagem de fluxo de ar de derivação (48) enquanto outra porção do ar, como indicado esquematicamente pelas setas (80), é direcionada ou através do conjunto de ventoinha (14). O ar (80) é progressivamente comprimido à medida que flui através da seção de compressor (21) em direção à seção de combustão (26).
[060] O ar agora comprimido, como indicado esquematicamente pelas setas (82), flui para a seção de combustão (26) onde um combustível
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22/27 (91) é introduzido, misturado com pelo menos uma porção do ar comprimido (82), e inflamado para formar gases de combustão (86). Os gases de combustão (86) fluem para a seção de turbina (90), fazendo com que os membros rotativos da seção de turbina (90) rodem e suportem a operação dos membros rotativos acoplados respectivamente na seção de compressor (21) e/ou no conjunto de ventoinha (14). A rotação do primeiro rotor de turbina (110) e do segundo rotor de turbina (120) induz, geralmente, a expansão e a contração ao longo da direção radial (R) em relação às alterações na velocidade de rotação, carregamento, e uma ou mais condições de funcionamento, tais como temperaturas dos gases de combustão (86), temperaturas de superfície e interna dos aerofólios do rotor externo (118), dos aerofólios do rotor interno (119), do rotor externo (114), e do rotor interno (112), e qualquer quantidade de fluido de arrefecimento fornecida ao conjunto de rotor de turbina (95).
[061] Várias formas de realização da interface de vedação rotativa (200) mostradas e descritas em relação às Figuras 3 a 5 podem definir um conjunto de vedação de folha no primeiro rotor de turbina (110) e no segundo rotor de turbina (120). Ainda várias formas de realização da interface de vedação rotativa (200) mostrada e descrita em relação à Figura 6 podem definir um conjunto de vedação de labirinto no primeiro rotor de turbina (110) e no segundo rotor de turbina (120). Ainda várias formas de realização da interface de vedação rotativa (200) mostrada e descrita em relação à Figura 7 podem definir um conjunto de vedação de carbono no primeiro rotor de turbina (110) e no segundo rotor de turbina (120). As várias formas de realização da interface de vedação rotativa (200) mostradas e descritas em relação às Figuras 3 a 7 definem plataformas que podem controlar o fluxo de fluido (265) a partir da primeira extremidade (261) para a segunda extremidade (262). Partes de cada forma de realização representadas de modo geral nas Figuras 3 a 7
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23/27 podem ser utilizadas, alteradas ou dispostas entre cada uma das formas de realização mostradas e descritas em relação às Figuras 3 a 7.
[062] Ainda, as formas de realização do conjunto de rotor de turbina (95), mostrado e descrito em relação às Figuras 1 a 2, que mitigam a deflexão de um ou mais dentre o primeiro rotor de turbina (110) ou o segundo rotor de turbina (120), são ainda consideradas em conjunto com as várias formas de realização da interface de vedação rotativa (200) mostrada e descrita em relação às Figuras 3 a 7. Por exemplo, as propriedades de mola do conjunto de molas (240) podem ser consideradas e configuradas em relação à deflexão do primeiro rotor de turbina (110) que define o primeiro material. Como outro exemplo não limitativo, as propriedades de mola do conjunto de molas (240) podem ser consideradas e configuradas em relação à nervura (247) definindo um peso, tal como um peso morto, na terceira plataforma (230) de modo a promover a deflexão da terceira plataforma (230) em relação à segunda plataforma (220). Tal deflexão pode reduzir a distância ou intervalo radial entre a segunda plataforma (220) e a terceira plataforma (230), reduzindo assim o vazamento entre o primeiro rotor de turbina (110) e o segundo rotor de turbina (120).
[063] Como ainda outro exemplo não limitativo, o raio (239) na interface da terceira plataforma (230) e a porção radial (237) do segundo rotor de turbina (120) podem ainda permitir ou promover a deflexão da terceira plataforma (230) ao longo da direção radial (R), tal como produzir benefícios como descrito em relação à nervura (247), separadamente ou em conjunto com a nervura (247). Ainda como outro exemplo não limitativo, em várias formas de realização nas quais a segunda plataforma (220), a terceira plataforma (230), ou ambas definem um material capaz de ser abradado, os dentes (243) podem proporcionar uma distância ou intervalo radial ainda mais próxima ou minimizada entre a segunda plataforma (220) e a terceira plataforma (230),
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24/27 reduzindo assim o vazamento do fluxo de fluido (265) entre o primeiro rotor de turbina (110) e o segundo rotor de turbina (120).
[064] Várias formas de realização do conjunto de rotor de turbina (95) incluindo as interfaces de vedação rotativa (200), mostradas e descritas em relação às Figuras 1 a 7, permitem a operação de um conjunto de rotor de turbina interdigitado contra-rotativo mais eficiente enquanto mitigam as perdas relativas a vazamentos de trajetória de fluxo entre o primeiro rotor de turbina (110) e o segundo rotor de turbina (120). Como tal, as formas de realização do primeiro rotor de turbina (110), do segundo rotor de turbina (120), e da interface de vedação rotativa (200), mostradas e descritas aqui de modo geral, mitigam os efeitos deletérios de interfaces de rotativos para rotativos proporcionando estruturas de vedação melhoradas. Embora as várias formas de realização da interface de vedação rotativa (200) sejam geralmente representadas em certas orientações ou disposições no primeiro rotor de turbina (110) em relação ao segundo rotor de turbina (120), deve ser notado que as interfaces de vedação rotativa (200) podem ser reorientadas, tais como ao longo da direção radial (R), da direção longitudinal (L), ou em um ângulo agudo em relação à linha central axial (12), permanecendo no escopo da presente divulgação.
[065] Esta descrição escrita usa exemplos para revelar a invenção, incluindo o melhor modo, e também para permitir que qualquer técnico no assunto realize a invenção, incluindo a construção e utilização de quaisquer dispositivos ou sistemas e a execução de quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações e pode incluir outros exemplos que ocorram aos técnicos no assunto. Pretende-se que estes outros exemplos estejam dentro do escopo das reivindicações se incluírem membros estruturais que não diferem da linguagem literal das reivindicações ou se incluírem membros estruturais equivalentes com diferenças não substanciais das linguagens literais das reivindicações.
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Lista de Componentes
Caractere de referência Componente
10 Motor de turbina a gás
12 Eixo de linha central longitudinal ou axial
14 Conjunto de ventoinha
15 Rotor de ventoinha
18 Invólucro externo
20 Entrada anular
21 Seção de compressor
22 Compressor de pressão baixa (LP) ou pressão intermediária (IP)
24 Compressor de alta pressão (HP)
26 Seção de combustão
34 Eixo de alta velocidade
36 Eixo de baixa velocidade
42 Pluralidade das pás de ventoinha
44 Nacela
46 Suportes
48 Passagem de fluxo de ar de derivação
74 Ar
76 Entrada
78 Ar
80 Ar
82 Ar comprimido
90 Seção de turbina
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Caractere de referência Componente
95 Conjunto de rotor de turbina
98 Extremidade a jusante
99 Extremidade a montante
110 Primeiro rotor de turbina
112 Rotor interno
114 Rotor externo
115 Diâmetro externo
118 Aerofólios do rotor externo
119 Aerofólios do rotor interno
120 Segundo rotor de turbina
125 Diâmetro interno (do rotor externo)
130 Rotor de turbina de velocidade intermediária
200 Interface de vedação rotativa
210 Primeira plataforma
215 Diâmetro interno (da pluralidade de aerofólios do rotor externo)
220 Segunda plataforma
221 Primeira parede (da segunda plataforma)
222 Segunda parede (da segunda plataforma)
223 Parede axial
224 Passagem de fluido
225 Diâmetro externo (do rotor interno)
227 Área
230 Terceira plataforma (da interface de vedação
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Caractere de referência Componente
rotativa)
237 Porção radial (do conjunto de rotor de turbina)
239 Raio
240 Conjunto de molas
243 Um ou mais dentes
245 Parede de vedação
247 Nervura
261 Primeira extremidade
262 Segunda extremidade
265 Fluido
C Direção circunferencial
L Direção longitudinal
R Direção radial
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Claims (15)

  1. Reivindicações
    1. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), caracterizado pelo fato de que compreende:
    um conjunto de rotor de turbina (95) compreendendo um primeiro rotor de turbina (110) e um segundo rotor de turbina (120), em que o primeiro rotor de turbina (110) compreende um rotor externo (114) e uma pluralidade de rotores externos estendidos para dentro ao longo de uma direção radial a partir do rotor externo (114) e em que o segundo rotor de turbina (120) compreende um rotor interno (112) e uma pluralidade de aerofólios do rotor interno (112) estendidos para fora ao longo da direção radial a partir do rotor interno (112), e ainda em que a pluralidade de aerofólios do rotor externo (114) e de aerofólios do rotor interno (112) são dispostos em disposição alternada ao longo de uma direção longitudinal e em que uma ou mais interfaces de vedação rotativa (200) são definidas entre o primeiro rotor de turbina (110) e o segundo rotor de turbina (120).
  2. 2. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a interface de vedação rotativa (200) é definida em um diâmetro externo (225) da pluralidade de aerofólios do rotor interno (112) e em um diâmetro interno (215) do rotor externo (114).
  3. 3. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a interface de vedação rotativa (200) é definida em um diâmetro interno (215) da pluralidade de aerofólios de rotor externo (114) e em um diâmetro externo (225) do rotor interno (112).
  4. 4. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a interface de vedação rotativa (200) compreende:
    - uma primeira plataforma (210) acoplada a um diâmetro interno (215) da pluralidade de aerofólios de rotor externo (114) ou um diâmetro
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    2/4 externo (225) do rotor interno (112), em que a primeira plataforma (210) é estendida pelo menos parcialmente ao longo de uma direção longitudinal e ao longo de uma direção circunferencial em relação a uma linha central axial;
    - um conjunto de molas (240) acoplado à primeira plataforma (210), o conjunto de molas (240) disposto entre a primeira plataforma (210) e um rotor de turbina radialmente adjacente (237), em que o conjunto de molas (240) permite o deslocamento pelo menos ao longo da direção radial na direção da primeira plataforma (210); e
    - uma segunda plataforma (220) acoplada ao conjunto de molas (240), em que a segunda plataforma (220) é acoplada ao conjunto de molas (240) radialmente oposto da primeira plataforma (210), de modo a ficar radialmente para dentro ou radialmente para fora da primeira plataforma (210) e em que a segunda plataforma (220) é estendida pelo menos parcialmente ao longo a direção longitudinal e ao longo da direção circunferencial em relação à linha central axial.
  5. 5. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que a interface de vedação rotativa (200) compreende ainda:
    - uma terceira plataforma (230) acoplada ao diâmetro externo (225) da pluralidade de aerofólios do rotor interno (112) ou ao diâmetro interno (215) da pluralidade de aerofólios do rotor externo (114), em que a terceira plataforma (230) está disposta radialmente adjacente à primeira plataforma (210) no rotor oposto do conjunto de rotor de turbina (95); e ainda em que a terceira plataforma (230) é estendida pelo menos parcialmente ao longo da direção longitudinal e ao longo da direção circunferencial em relação à linha central axial.
  6. 6. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que a interface de vedação rotativa
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    3/4 (200) define ainda um ou mais dentes (243) estendidos ao longo da direção radial em direção ao rotor de turbina radialmente adjacente (237) e estendidos ao longo da direção circunferencial em relação à linha central axial, em que o um ou mais dentes (243) estão em disposição adjacente ao longo da direção longitudinal.
  7. 7. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que os dentes (243) são dispostos na segunda plataforma (220) e estendidos, de modo geral, ao longo da direção radial em direção à terceira plataforma (230).
  8. 8. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que os dentes (243) são dispostos na terceira plataforma (230) e estendidos, de modo geral, ao longo da direção radial em direção à segunda plataforma (220).
  9. 9. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que a terceira plataforma (230) define ainda uma nervura disposta radialmente para dentro dos dentes (243), em que a nervura define um peso que promove a deflexão da terceira plataforma (230) ao longo da direção radial.
  10. 10. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que a terceira plataforma (230) é estendida ao longo da direção longitudinal e construída em cantilever a partir de uma porção radial do conjunto de rotor de turbina (95).
  11. 11. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que um raio é definido entre a terceira plataforma (230) e a porção radial do conjunto de rotor de turbina (95), o raio promovendo a deflexão da terceira plataforma (230) ao longo da direção radial.
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    4/4
  12. 12. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que a interface de vedação rotativa (200) define um conjunto de vedação de folha junto no primeiro rotor de turbina (110) e no segundo rotor de turbina (120).
  13. 13. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que um ou mais dentre a primeira plataforma (210), o conjunto de molas (240) e a segunda plataforma (220) são segmentados ao longo da direção circunferencial, permitindo deslocamento radial substancialmente independente de cada segmento em relação um ao outro.
  14. 14. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que a segunda plataforma (220) define um material capaz de ser abradado pelo menos em um diâmetro radialmente oposto aos dentes (243) dispostos na terceira plataforma (230).
  15. 15. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que os aerofólios do rotor externo (114) definem um primeiro material que define uma densidade de aproximadamente 4,0 g/cm3 ou menos.
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