ES2270305T3 - Sistema de estanqueidad del flujo secundario en la entrada de una tobera de una turbina con camara de postcombustion. - Google Patents
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Abstract
Turbina de aviación que incluye, aguas abajo de la turbina, una cámara de postcombustión (2) prolongada por al menos una tobera (7), estando delimitada radialmente dicha cámara por una camisa de protección térmica (3) dispuesta en el interior de un cárter (4), definiendo dicho cárter y dicha camisa un canal anular (5) en el que circula en funcionamiento, un flujo secundario, estando dispuesto en la extremidad de aguas abajo de dicho canal (5) un diafragma anular (6) solidario a dicho cárter (4), incluyendo dicha tobera (7) una pluralidad de aletas (8) articuladas en la extremidad de aguas arriba de dicho cárter (4), estando dotada cada aleta, en su cara interior, de una placa de protección térmica (10) que delimita, con dicha aleta un paso (11) destinado a ser alimentado por aire de refrigeración suministrado por dicho diafragma (6), caracterizada porque la alimentación con aire de refrigeración de dichos pasos (11) está asegurada por un conducto anular delimitado exteriormente por una primera junta anular (30) flexible retenida, en funcionamiento, en apoyo deslizante sobre la cara interna aguas abajo del cárter (4) y sobre la cara interna aguas arriba de las aletas (8) bajo la acción de la presión del flujo secundario, y delimitada interiormente por una segunda junta anular flexible (40) cuya extremidad de aguas arriba (40a) está fijada a la zona radialmente interior del diafragma (6) y cuya extremidad de aguas abajo (30c) está en apoyo deslizante sobre la cara interna aguas arriba de las placas de protección (10).
Description
Sistema de estanqueidad del flujo secundario en
la entrada de una tobera de una turbina con cámara de
postcombustión.
El invento se refiere a los problemas de
refrigeración de las aletas primarias de turbinas de aviación de
débil tasa de dilución equipadas con cámaras de postcombustión.
Concierne más concretamente a una turbina de
aviación que incluye; aguas abajo de la turbina, una cámara de
postcombustión prolongada por al menos una tobera, estando
delimitada radialmente dicha cámara por una camisa de protección
térmica dispuesta en el interior de un cárter, definiendo dicho
cárter y dicha camisa un canal anular por el que circula, en
funcionamiento, un flujo secundario frío, estando dispuesto un
diafragma anular solidario de dicho cárter en la extremidad de
aguas abajo de dicho canal, incluyendo dicha tobera una pluralidad
de aletas articuladas en la extremidad aguas de arriba de dicho
cárter, estando dotada cada aleta, en su cara interior, de una
placa de protección térmica que delimita con dicha aleta un paso
destinado a ser alimentado por aire de refrigeración suministrado
por dicho diafragma.
Los motores militares modernos funcionan con
temperaturas en la salida de la turbina cada vez más elevadas, lo
que tiene como efecto ocasionar unas temperaturas, a nivel de las
aletas de la tobera, cada vez más elevadas durante los modos de
funcionamiento en postcombustión. El límite del comportamiento
frente a la de temperatura de los materiales convencionales ha sido
alcanzado actualmente. Es pues necesario, para garantizar la
duración de la vida de las aletas, mantener su temperatura a un
nivel inferior a estos límites.
El aumento de la temperatura de las aletas tiene
igualmente como efecto aumentar la firma infrarroja de las partes
sólidas del motor. Para mantener la discreción del avión a un nivel
aceptable, incluso mejorarla, es igualmente necesario disminuir
ésta temperatura.
La utilización del aire del flujo secundario
aguas abajo de la camisa de protección térmica es el medio que no
conlleva una pérdida energética para refrigerar las aletas de la
tobera por convección.
Aún es necesario que la transmisión de este
flujo entre las partes fijas de la cámara de postcombustión y las
partes móviles de la tobera se realice de la manera más estanca
posible.
Ya se conoce, principalmente por la patente US 4
645 217, una junta de estanqueidad flexible dispuesta entre el
cárter de la cámara de postcombustión y un manguito cilíndrico móvil
axialmente y que soporta las aletas. Esta junta deslizante sobre el
manguito y fijada el cárter está constituida por dos placas
superpuestas que incluyen ranuras axiales alternadas, y por un
tejido resistente a las altas temperaturas intercalado entre las
dos placas. Las extremidades de las porciones de una placa
dispuestas entre dos ranuras consecutivas están dobladas sobre el
borde de la otra placa para contener el tejido. Este documento no
muestra que este tipo de junta pueda asegurar una estanqueidad
satisfactoria entre una pieza anular fija y un conjunto de aletas
articuladas sobre esta pieza.
Además, la patente US 5 101 624 compete a una
turbina con una junta que conecta la tobera de escape con la
turbina de manera que una cámara de aire de refrigeración se
constituya entre los pasos de aguas arriba y de aguas abajo de la
junta. Los pasos son estancos mediante piezas de estanqueidad aguas
abajo de la cámara.
El objeto del invento es proponer una turbina
tal como la mencionada en la introducción, en la que se eliminan
las fugas de aire secundario, principalmente hacia el exterior,
entre el canal anular y los pasos de las aletas para evitar las
pérdidas de rendimiento del motor.
Este objeto es alcanzado por el hecho de que la
alimentación de aire de refrigeración de dichos pasos es asegurada
por un conducto anular delimitado exteriormente por una primera
junta anular flexible retenida, en funcionamiento, en apoyo
deslizante sobre la cara interna aguas abajo del cárter y sobre la
cara interna aguas arriba de las aletas bajo la acción de la
presión del flujo secundario frío, y delimitada interiormente por
una segunda junta anular flexible cuya extremidad de aguas arriba
está fijada a la zona radialmente interior del diafragma y cuya
extremidad de aguas abajo está en apoyo deslizante sobre la cara
interna aguas arriba de las placas de protección.
Así, la primera junta está retenida, en
funcionamiento, bajo la acción de la presión del flujo secundario
en apoyo deslizante sobre la cara interna aguas abajo del cárter y
la cara interna aguas arriba de las aletas, lo que impide las fugas
del flujo secundario frío hacia el exterior. El posicionamiento de
esta primera junta depende, evidentemente, de la posición angular
de las aletas, y de las dilataciones eventuales de las diferentes
piezas.
Para asegurar la estanqueidad entre el diafragma
y la camisa de protección térmica, se ha previsto ventajosamente
una tercera junta anular flexible entre estas dos piezas, estando
retenida aguas arriba esta tercera junta sobre dicho diafragma y
estando su extremidad de aguas abajo en apoyo deslizante sobre dicha
camisa de protección.
Cada junta anular está constituida por una
pluralidad de sectores que incluyen cada uno, dos placas
superpuestas unidas entre si y desplazadas en el sentido
circunferencial con el fin de que los bordes de los dos sectores
adyacentes se solapen, presentando cada placa aguas abajo una
pluralidad de ranuras axiales obturadas por otra placa.
Esta ranuras se extienden sobre al menos la
mitad de la extensión axial de dichas juntas, y las placas de los
sectores están unidas entre sí mediante soldadura blanda o soldadura
fuerte.
Estas diversas disposiciones de las juntas
aseguran una estanqueidad perfecta de las paredes de las juntas y
la rigidez deseada.
El diafragma está constituido por un anillo de
sección en U cuyas alas se extienden hacía aguas arriba y cuya
alma incluye unos orificios, estando fijada el ala radialmente
exterior sobre el cárter por medios que crean entre dicha ala y
dicho cárter un intersticio anular en el que se aloja con holgura la
extremidad de aguas arriba de la primera junta.
Esta disposición asegura el mantenimiento de la
extremidad de aguas arriba en funcionamiento bajo la acción de la
presión del flujo secundario.
Por el contrario, la extremidad de aguas arriba
de la segunda junta es mantenida apretada entre una placa de
soporte y la cara radialmente interior del ala radialmente interior
por medio de remaches de fijación de dicha placa de soporte sobre
dicha ala.
La extremidad de aguas arriba de la tercera
junta está fijada sobre la cara radialmente interna de la placa de
soporte por dichos remaches, y dichos remaches incluyen cabezas en
apoyo deslizante sobre la cara exterior de la camisa de protección
térmica.
Según otra característica del invento, cada
placa de protección térmica está fijada a la aleta asociada por
medio de un único dispositivo de fijación, estando dicha aleta y
dicha placa mutualmente inmovilizadas en rotación alrededor de
dicho dispositivo de fijación por un sistema de rail y corredera
axiales, presentando dicha placa de protección, en su extremidad de
aguas arriba y en su cara radialmente interior, una superficie
convexa en el sentido axial que permite la estanqueidad por contacto
con la extremidad de aguas abajo de las segunda junta en toda la
zona de funcionamiento angular de la tobera.
Otras ventajas y características del invento
aparecerán con la lectura de la descripción siguiente, dada a modo
de ejemplo y haciendo referencia a los dibujos adjuntos en los
que:
-la figura 1 es un semi-corte,
según un plano que contiene el eje de la turbina según el invento,
de la parte trasera de la cámara de postcombustión y de la tobera
convergente divergente dispuesta en la prolongación de la cámara de
postcombustión;
-la figura 2 muestra a mayor escala, la parte de
aguas arriba del canal anular del flujo secundario y la parte de
aguas abajo de la tobera, así como la disposición de las juntas
flexibles entre estas dos partes;
-las figuras 3A y 3C son vistas en perspectiva
de un sector de la junta;
-la figura 4 es un corte según la línea
IV-IV de la figura 3 de un sector de la junta;
-la figura 5 es una vista inferior de una placa
de protección térmica de un aleta;
-la figura 6 es una vista de la cara exterior de
una placa de protección térmica;
-la figura 7 es una vista, tomada desde el
interior de la tobera, de un conjunto de aletas primarias; y
-la figura 8 es un corte de un conjunto de
aletas primarias dado según la línea VIII-VIII de la
figura 7.
Las figuras 1 y 2 muestran la parte trasera 1 de
una turbina de aviación de eje X que incluye, aguas abajo de la
turbina, no mostrada en los dibujos, una cámara de postcombustión 2
radialmente delimitada por una camisa de protección térmica 3,
dispuesta a su vez en el interior de un cárter anular 4. La camisa 3
y el cárter 4 delimitan, entre ellos, un canal anular 5 en el que
circula el flujo secundario F y que incluye en su extremidad de
aguas abajo un diafragma 6 solidario al cárter 4.
Una tobera asimétrica 7 está dispuesta aguas
abajo de la cámara de postcombustión 2.
Esta tobera 7 incluye, principalmente, una
pluralidad de aletas controladas 8 que se alternan con aletas
esclavas 9 (véase las figuras 7 y 8) que presentan en sus caras
internas placas de protección térmica 10. Las aletas 8 y 9 y las
placas de protección 10 delimitan entre ellas unos pasos 11
destinados a recibir el aire de refrigeración suministrado por el
diafragma 6 que formará una película de protección aguas abajo de
las placas de protección térmica 10.
Las aletas 8 y 9 están articuladas en su
extremidad de aguas arriba en brazos 12 solidarios del cárter 4, y
son accionadas, por ejemplo, por gatos 13 que desplazan axialmente
un anillo de mando 14 que presenta rodillos 15 que cooperan con las
superficies de levas 16 previstas en la cara externa de las aletas
controladas 8. Otros medios de accionamiento de las aletas
primarias 8 y 9 pueden ser utilizados sin salir del marco del
invento.
En la figura 1, se ve que la tobera 7 incluye,
aguas abajo de las aletas primarias 8, 9, una segunda corona de
aletas secundarias 20, con el fin de formar una tobera convergente
divergente. Pero el invento puede igualmente aplicarse a una tobera
únicamente convergente.
Como se ve más claramente en la figura 2, el
diafragma 6 está constituido por un anillo de sección en U invertida
de 90º, cuyas alas 21 y 22 se extienden axialmente hacia aguas
arriba en el canal 5, y cuya alma 23 que se extiende radialmente
incluye orificios 24 de paso del flujo secundario F.
El ala radialmente exterior 21 está fijada sobre
el cárter 4, mediante la interposición de un separador 25, con
forma de arandelas o de una banda, merced a medios de fijación 26
para definir aguas abajo del separador un intersticio anular 27
entre el ala 21 y el cárter 14.
El ala radialmente interior 22 está dispuesta,
por el contrario, a una distancia apreciable de la extremidad de
aguas abajo 3a de la máquina de protección térmica 3 con el fin de
permitir la fijación, en este lugar, de dos juntas de estanqueidad
flexibles descritas más adelante en la presente memoria.
El intersticio 27 definido anteriormente está
destinado a recibir, con holgura, la parte de aguas arriba 30a de
una primera junta de estanqueidad anular flexible 30 cuya parte de
aguas abajo 30b se presenta globalmente en forma de cono
convergente hacia aguas abajo y cuya extremidad 30c está en apoyo
deslizante sobre la porción de aguas arriba 8a de forma redondeada
de las aletas 8 y 9.
Ha de observarse que la primera junta 30 se
puede desplazar axialmente, en una cierta medida, en función de su
rigidez, y bajo la presión del flujo secundario F que circula en el
canal anular 4 cuando el motor está en funcionamiento.
Esta disposición asegura un apoyo positivo de la
parte de aguas arriba 30a de la primera junta 30 contra la cara
interna del cárter 5 y el apoyo positivo de la extremidad de aguas
abajo 30c de la primera junta 30 contra la superficie interior
aguas arriba de las aletas 8 y 9, en todo el margen angular de
funcionamiento de la tobera 7. La primera junta 30 asegura, así, la
estanqueidad entre el flujo secundario F y el exterior a nivel de
las articulaciones de la tobera 7.
El ala radialmente interior 22 del diafragma 6
retiene la extremidad 40a de aguas arriba de una segunda junta
anular flexible 40 y la extremidad 50a de aguas arriba de una
tercera junta anular flexible 50, por medio de una pluralidad de
remaches 60 que atraviesan orificios realizados en la extremidad de
aguas arriba de estas juntas 40 y 50, en la extremidad aguas de
arriba del ala 22, así como en una placa de soporte anular 61
interpuesta entre la segunda junta 40 y la tercera junta 50. Estos
remaches 60 presentan cabezas 62 en apoyo deslizante contra la cara
exterior de la camisa de protección térmica 3. Actúan como patines
durante las dilataciones axiales máximas de dicha camisa 3 y
aseguran igualmente su centrado en todos los modos de funcionamiento
de la cámara de postcombustión.
La extremidad 40a de aguas arriba de la segunda
junta 40 está interpuesta entre la placa de soporte 61 y la cara
radialmente interior del ala 22. Preferentemente, arandelas 63 que
rodean los remaches 60 están interpuestas entre la placa de soporte
61 y el ala 22 con el fin de asegurar un entrehierro entre estas dos
piezas en el que es introducida la extremidad 40a de aguas arriba
de la segunda junta 40, presentando esta extremidad 40a de aguas
arriba muescas que cooperan con las arandelas 63 para posicionar
circunferencialmente con precisión esta segunda junta 40.
Esta segunda junta 40 presenta igualmente una
parte de aguas abajo 40b con forma de cono convergente hacia aguas
abajo y cuya extremidad de aguas abajo 40c apoya contra la cara
interna aguas arriba de las placas de protección térmica 10.
La extremidad de aguas arriba 50a de la tercera
junta 50 está fijada sobre los remaches 60 y la extremidad de aguas
abajo 50c de esta tercera junta está en apoyo deslizante sobre la
cara externa de la camisa de protección térmica 3. El papel de esta
tercera junta 50 es el de garantizar la estanqueidad entre el
diafragma 6 y la camisa de protección térmica 3.
Las figuras 3 y 4 muestran la configuración de
cada una de las juntas 30, 40 y 50.
Cada junta, tal y como se muestra en las figuras
3A a 3C, y en la figura 4, está constituida por una pluralidad de
sectores 70 que se solapan parcialmente en el sentido
circunferencial. Cada sector 70 está formado por la superposición
de dos placas de chapa 71 y 72 desplazadas circunferencialmente en
una distancia correspondiente al solape de dos sectores adyacentes
70. Cada placa 71 y 72 se conforme en prensas y, posteriormente, es
cortada para presentar las ranuras 73 axiales en sensiblemente la
mitad de su extensión axial. Después, las dos placas 71 y 72 que
forman un sector 70 son superpuestas con un desplazamiento
circunferencial con el fin de que las ranuras 73 y una cualquiera
de estas placas alternen circunferencialmente con las ranuras de la
otra placa, y se unen rígidamente entre sí, preferentemente
mediante soldadura blanda o soldadura fuerte. Por el contrario, los
diferentes sectores 70 no están unidos entre sí, lo que permite la
sustitución sencilla de un sector 70 en caso de desgaste.
Para obtener la estanqueidad en todo el margen
angular de funcionamiento de las aletas 8 y 9 a nivel de la segunda
junta 40 y de las placas de protección térmica 10 de las aletas 8 y
9, estas placas de protección térmica 10 tienen una forma apropiada
a nivel de la superficie 80 que está en contacto con la extremidad
40c de aguas abajo de la segunda junta 40.
Tal y como se muestra en las figuras 5 y 6, esta
superficie 80 es convexa en el sentido axial y ligeramente cóncava
en el sentido circunferencial.
Cada placa de protección térmica 10 está fijada
sobre la aleta correspondiente 8 ó 9 por un solo punto de fijación,
por ejemplo por medio de un tornillo 81 alojado en una cavidad 82 de
la placa de protección 9, dispuesto en la parte central de aguas
arriba de dicha placa, que constituye el punto fijo alrededor del
cual dicha placa 11 se puede dilatar libremente. Para asegurar su
mantenimiento lateral y radial, un rail de guiado 83 axial previsto
en su cara externa coopera con una corredera prevista en la cara
interior de la aleta correspondiente 8 ó 9.
Claims (10)
1. Turbina de aviación que
incluye, aguas abajo de la turbina, una cámara de postcombustión
(2) prolongada por al menos una tobera (7), estando delimitada
radialmente dicha cámara por una camisa de protección térmica (3)
dispuesta en el interior de un cárter (4), definiendo dicho cárter y
dicha camisa un canal anular (5) en el que circula en
funcionamiento, un flujo secundario, estando dispuesto en la
extremidad de aguas abajo de dicho canal (5) un diafragma anular
(6) solidario a dicho cárter (4), incluyendo dicha tobera (7) una
pluralidad de aletas (8) articuladas en la extremidad de aguas
arriba de dicho cárter (4), estando dotada cada aleta, en su cara
interior, de una placa de protección térmica (10) que delimita, con
dicha aleta un paso (11) destinado a ser alimentado por aire de
refrigeración suministrado por dicho diafragma (6),
caracterizada porque la alimentación con aire de
refrigeración de dichos pasos (11) está asegurada por un conducto
anular delimitado exteriormente por una primera junta anular (30)
flexible retenida, en funcionamiento, en apoyo deslizante sobre la
cara interna aguas abajo del cárter (4) y sobre la cara interna
aguas arriba de las aletas (8) bajo la acción de la presión del
flujo secundario, y delimitada interiormente por una segunda junta
anular flexible (40) cuya extremidad de aguas arriba (40a) está
fijada a la zona radialmente interior del diafragma (6) y cuya
extremidad de aguas abajo (30c) está en apoyo deslizante sobre la
cara interna aguas arriba de las placas de protección
(10).
(10).
2. Turbina según la reivindicación
1, caracterizada porque incluye, además, una tercera junta
anular (50) flexible para asegurar la estanqueidad entre el
diafragma (6) y la camisa de protección térmica (3), estando
retenida esta tercera junta aguas arriba sobre el diafragma (6) y
estando su extremidad de aguas abajo (40c) en apoyo deslizante
sobre dicha camisa de protección (3).
3. Turbina según una de las reivindicaciones 1
ó 2, caracterizada porque cada junta anular está constituida
por una pluralidad de sectores (70) incluyendo cada uno dos placas
superpuestas (71,72) unidas entre sí y desplazadas en el sentido
circunferencial con el fin de que los bordes de dos sectores
adyacentes se solapen, presentando cada placa, aguas abajo, una
pluralidad de ranuras axiales (73) obturadas por otra placa.
4. Turbina según la reivindicación
3, caracterizada porque las ranuras (73) se extienden en, al
menos, la mitad de la extensión axial de dichas juntas.
5. Turbina según una de las
reivindicaciones 3 ó 4, caracterizada porque las placas
(71,72) de los sectores (70) están unidas entre sí mediante
soldadura.
6. Turbina según una de las
reivindicaciones 1 a 5, caracterizada porque el diafragma (6)
está constituido por un anillo de sección en U cuyas alas (21,22)
se extienden hacia aguas arriba y cuya alma (23) incluye orificios
(24), estando fijada el ala radialmente exterior (21) sobre el
cárter (4) por medios que definen entre dicha ala y dicho cárter,
un intersticio (27) anular en el que se ubica con holgura la
extremidad de aguas arriba (30a) de la primera junta (30).
7. Turbina según la reivindicación
6, caracterizada porque la extremidad de aguas arriba (40a)
de la segunda junta (40) es mantenida presionada entre una placa de
soporte (61) y la cara radialmente interior del ala radialmente
interior (22) por medio de remaches de fijación (60) de dicha placa
de soporte (61) sobre dicha ala (22).
8. Turbina según las
reivindicaciones 2 y 7, caracterizada porque la extremidad de
aguas arriba (50a) de la tercera junta (50) está fijada en la cara
radialmente interna de la placa de soporte (61) por dichos remaches
(60).
9. Turbina según una de las
reivindicaciones 7 u 8, caracterizada porque dichos remaches
(60) incluyen cabezas (62) en apoyo deslizante sobre la cara
exterior de la camisa de protección (3).
10. Turbina según una cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 8, caracterizada porque cada placa de
protección térmica (10) está fijada a la aleta asociada por medio de
un único dispositivo de fijación (81), estando dicha aleta (8) y
dicha placa (10) mutualmente inmovilizadas en rotación alrededor de
dicho dispositivo de fijación por un sistema de rail (83) y
corredera axiales, presentando dicha placa de protección (10) en su
extremidad de aguas arriba y en su cara radialmente interior, una
superficie (80) convexa en sentido axial, que permite la
estanqueidad por contacto con la extremidad de aguas abajo (40c) de
la segunda junta (40) en todo al margen de funcionamiento angular
de la tobera (7).
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| US5150839A (en) * | 1991-03-14 | 1992-09-29 | General Electric Company | Nozzle load management |
| US5143292A (en) * | 1991-05-09 | 1992-09-01 | General Electric Company | Cooled leaf seal |
| DE4408260A1 (de) * | 1994-03-11 | 1995-09-21 | Mtu Muenchen Gmbh | Dichtung |
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| US5560198A (en) * | 1995-05-25 | 1996-10-01 | United Technologies Corporation | Cooled gas turbine engine augmentor fingerseal assembly |
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| JP3600912B2 (ja) * | 2001-09-12 | 2004-12-15 | 川崎重工業株式会社 | 燃焼器ライナのシール構造 |
| WO2003036063A2 (en) * | 2001-10-23 | 2003-05-01 | The Nordam Group, Inc. | Confluent variable exhaust nozzle |
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