ES2283955T3 - Dispositivo de refrigeracion de discos de turbinas. - Google Patents
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Abstract
Dispositivo de enfriamiento (30) de discos (14, 22) de turbinas (10, 16) de alta presión y de baja presión de turbomáquina, incluyendo dicho dispositivo una plataforma inferior (28) de soporte de al menos un álabe fijo (24) de la turbina de baja presión y estando alimentado de aire de enfriamiento al menos desde un orificio de aire (44) practicado a través de la plataforma anular inferior (28) y dispuesto entre una brida de aguas arriba (36) y una brida de aguas abajo (38) de dicha plataforma inferior, incluyendo además dicho dispositivo: una brida anular de aguas arriba (32) que se extiende radialmente desde la brida de aguas arriba (36) de dicha plataforma inferior; una brida anular de aguas abajo (34) que se extiende radialmente desde la brida de aguas abajo (38) de la plataforma inferior, delimitando dichas bridas de aguas arriba y de aguas abajo longitudinalmente al menos una cavidad anular de aire de enfriamiento (40); un dispositivo de estanqueidad (42) que se extiende longitudinalmente entre dichas bridas de aguas arriba y de aguas debajo de modo que obtura de manera estanca la cavidad de aire de enfriamiento (40); unos medios de fijación (83) de dichas bridas de aguas arriba y de aguas abajo contra las bridas de sujeción de aguas arriba y aguas abajo de dicha plataforma inferior; y una pluralidad de taladros (70) a fin de inyectar aire de enfriamiento hacia los discos (14, 22) de turbinas, caracterizado porque la brida de aguas arriba (32) incluye una parte de enlace con la plataforma inferior (28) formada por una pared anular sensiblemente radial (46), y una parte de inyección formada por una primera pared anular sensiblemente radial (50) desfasada radialmente y longitudinalmente hacia aguas abajo con respecto a dicha parte de enlace, de una segunda pared anular sensiblemente radial (52) desfasada longitudinalmente hacia aguas abajo con respecto a dicha primera pared radial, y una primera pared anular sensiblemente longitudinal (54) que se extiende entre la pared radial (46) de dicha parte de enlace y la segunda pared radial (52) de dicha parte de inyección de modo que divide longitudinalmente la cavidad de aire de enfriamiento (40) en una zona inferior (40a) y una zona superior (40b).
Description
Dispositivo de refrigeración de discos de
turbinas.
La presente invención se refiere al campo
general del enfriamiento de los discos de las turbinas de alta
presión y de baja presión de una turbomáquina. Más particularmente,
trata de un dispositivo que permite enfriar el disco de los álabes
móviles de la turbina de alta presión y los discos de los álabes
rotativos de la turbina de baja presión de una turbomáquina.
En una turbomáquina, el enfriamiento de los
discos de las turbinas de alta y de baja presión está asegurado
generalmente por inyección de aire procedente del distribuidor de la
turbina de baja presión por medio de unas bridas anulares montadas
sobre una plataforma inferior de soporte de un álabe fijo del
distribuidor. La figura 7 representa esquemáticamente la unión
entre las turbinas de alta y de baja presión de una turbomáquina
con un dispositivo de enfriamiento de tipo conocido. En esta figura,
tres bridas anulares 100 están fijadas a una plataforma inferior
102 de soporte de un álabe fijo 104 del distribuidor 106 de la
turbina de baja presión. El ensamblaje de estas bridas crea una
cavidad anular 108 alimentada de aire de refrigeración por unos
casquillos de enlace 110 que recogen aire que ha salido del pie del
álabe fijo 104 del distribuidor. Unos taladros 112 practicados en
las bridas 100 permiten inyectar aire de enfriamiento hacia un disco
114 de un álabe móvil 116 de la turbina de alta presión y un disco
118 de un álabe rotativo 120 de la turbina de baja presión. Una
cuarta brida anular 122 que se extiende radialmente entre el
ensamblaje de las tres bridas 100 y una brida 124 del disco 114 del
álabe móvil permite al conjunto delimitar un recinto de alta presión
126 y un recinto de baja presión 128.
La calidad del enfriamiento de los discos de las
turbinas de alta y de baja presión depende especialmente de la
alimentación de aire de enfriamiento de la cavidad de inyección
definida por las bridas anulares del dispositivo de enfriamiento.
En particular, es importante obtener una perfecta estanqueidad de
esta cavidad y evitar las pérdidas de carga al nivel de la
alimentación de ésta. Las pérdidas de carga resultan generalmente
de una mala calidad del flujo de aire a la salida de los casquillos
de enlace. En el dispositivo de enfriamiento ilustrado en la figura
7, el flujo de aire que sale de los casquillos de enlace 110
experimenta un cambio de dirección importante (representado por la
flecha 130) que se encuentra en el origen de las pérdidas de carga
perjudiciales para el buen funcionamiento del dispositivo.
Las pérdidas de carga debidas a cambios de
dirección del flujo de aire que alimenta tales dispositivos de
enfriamiento son por otra parte netamente más pronunciadas cuando se
trata de un distribuidor de turbina de baja presión llamado "de
cuello de cisne". Un distribuidor de cuello de cisne se
caracteriza por unas plataformas inferior y superior de soporte de
los álabes fijos que son alargadas a fin de aumentar las
características aerodinámicas de la turbina de baja presión. En
este caso, las bridas del dispositivo de enfriamiento de los discos
de turbinas son acodadas a fin de adaptarse a la geometría alargada
de la plataforma inferior del distribuidor de manera que el aire de
enfriamiento que sale del pie de los álabes fijos experimenta
cambios de dirección importantes. De ello resultan, al nivel de
estos codos de las bridas, unas zonas con fuertes pérdidas de
carga.
También se conoce a partir del documento
FR-A-1 351 268 un dispositivo de
enfriamiento para turbina de alta presión que permite, a partir del
aire que circula en un álabe fijo, la inyección del aire en el pie
de los álabes móviles.
La presente invención contempla por tanto paliar
tales inconvenientes proponiendo un dispositivo de enfriamiento de
discos de turbina, especialmente adaptado a una geometría del
distribuidor de cuello de cisne, que permite reducir las pérdidas
de carga conservando al mismo tiempo una perfecta estanqueidad.
A tal efecto, se prevé un dispositivo de
enfriamiento de discos de turbinas de baja presión y alta presión
de turbomáquina tal como se define en la reivindicación 1.
Así, el ensamblaje de estas bridas permite
limitar las pérdidas de carga creando una cavidad de aire de
enfriamiento perfectamente estanca. Las bridas aguas arriba y aguas
abajo del dispositivo de enfriamiento no forman codos, de manera
que la cavidad de aire puede ser alimentada directamente sin
pérdidas de carga desde el orificio de aire practicado a través de
una plataforma inferior. Además, el dispositivo de enfriamiento no
incluye más que dos bridas, lo cual constituye una ganancia de masa
con respecto a los dispositivos de la técnica anterior.
La parte de inyección de la brida de aguas
arriba incluye además una segunda pared anular sensiblemente
longitudinal que se extiende entre las primera y segunda paredes
radiales y dispuesta entre la primera pared longitudinal y el
dispositivo de estanqueidad de manera que se divide la zona inferior
en una zona de montaje y una zona de inyección. Una pluralidad de
tabiques sensiblemente radiales que se extiende entre las primera y
segunda paredes longitudinales y dispuestos perpendicularmente a
las primera y segunda paredes radiales, permiten dividir la zona de
montaje en una pluralidad de cavidades anulares.
La primera pared longitudinal de la parte de
inyección de la brida de aguas arriba incluye unas aberturas de
comunicación entre las zonas inferior y superior de manera que se
alimenta de aire de enfriamiento al menos una cavidad anular,
estando estas aberturas de comunicación radialmente alineadas con el
orificio de aire practicado a través de la plataforma inferior.
Esta o estas cavidades anulares alimentadas de aire de enfriamiento
incluyen, al nivel de la segunda pared longitudinal, al menos un
conducto que permite alimentar la zona de inyección de aire de
enfriamiento. La zona de inyección de aire de enfriamiento presenta
una pluralidad de taladros practicados en las primera y segunda
paredes radiales de la parte de inyección de la brida situada aguas
arriba a fin de inyectar aire de enfriamiento hacia los discos de
turbinas.
En cada abertura de comunicación, se ha
dispuesto ventajosamente unos tubos de enlace a fin de alimentar de
aire de enfriamiento la o las cavidades anulares. En este caso, se
puede prever unos dispositivos de retención radial de cada uno de
estos tubos de enlace y la segunda pared radial de la parte de
inyección de la brida de aguas arriba puede incluir una pluralidad
de ventanas anulares para el montaje de los tubos de enlace.
Además, la brida de aguas abajo incluye
ventajosamente una parte de enlace con la plataforma inferior
formada por una pared anular sensiblemente radial y una parte de
fijación de la brida de aguas arriba formada por una pared anular
sensiblemente radial desfasada radial y longitudinalmente hacia
aguas arriba con respecto a la parte de enlace y dispuesta contra
la segunda pared radial de la parte de inyección de la brida de
aguas arriba, y una pared longitudinal que se extiende entre las
paredes radiales de la parte de enlace y de la parte de
fijación.
El dispositivo de enfriamiento puede incluir
además una brida anular suplementaria que se extiende radialmente
entre el dispositivo de estanqueidad y una brida del disco de los
álabes móviles de la turbina de alta presión de manera que se
define un recinto de alta presión y un recinto de baja presión a una
y a otra parte del dispositivo de enfriamiento. Preferentemente, se
dispone unos elementos rigidizadores entre unos extremos de la brida
anular suplementaria a fin de mejorar el comportamiento dinámico
del dispositivo de enfriamiento.
Otras características y ventajas de la presente
invención surgirán de la descripción hecha a continuación, con
referencia a los dibujos anexos que ilustran un ejemplo de la misma
desprovisto de todo carácter limitativo. En las figuras:
- la figura 1 es una vista en corte longitudinal
y parcial de un dispositivo de enfriamiento según la invención;
- las figuras 2 y 3 son unas vistas según dos
perspectivas diferentes del dispositivo de enfriamiento de la
figura 1;
- las figuras 4 y 5 son unas vistas en secciones
respectivas según IV-IV de la figura 3;
- la figura 6 es una vista en perspectiva y
parcial del dispositivo de enfriamiento de la figura 1 que ilustra
su montaje; y
- la figura 7 es un corte longitudinal y parcial
de un dispositivo de enfriamiento conocido de la técnica
anterior.
La figura 1 representa en corte longitudinal un
dispositivo de enfriamiento según la invención en su ambiente.
En esta figura, se ha representado notablemente
una turbina de alta presión 10 de eje longitudinal
X-X provista de una pluralidad de álabes móviles 12
(en la figura 1 sólo se ha representado uno). Los álabes móviles 12
están todos montados en un disco anular 14 animado de un movimiento
de rotación alrededor del eje longitudinal X-X. Una
turbina de baja presión 16 de eje longitudinal X-X,
está dispuesta aguas debajo de la turbina de alta presión 10 en el
sentido F del flujo gaseoso que sale de la turbina de alta presión.
La turbina de baja presión 16 incluye varias etapas de turbina (en
la figura 1 sólo se ha representado enteramente una etapa), las
cuales se componen cada una de un distribuidor 18 y de una
pluralidad de álabes rotativos colocados detrás de cada
distribuidor. Los álabes rotativos 20 están todos montados en un
disco anular 22 puesto en rotación alrededor del eje longitudinal
X-X. Finalmente, cada distribuidor 18 está formado
por una pluralidad de álabes fijos 24 soportados por una plataforma
anular superior 26 y una plataforma anular inferior 28.
En la figura 1, el distribuidor 18 de la primera
etapa de la turbina de baja presión tiene una configuración en
cuello de cisne, es decir, que las plataforma superior 26 e inferior
28 de éste son alargadas a fin de aumentar la distancia entre el
borde de ataque de los álabes fijos 24 del distribuidor y el borde
de fuga de los álabes móviles 12 de la turbina de alta presión 10.
Esta configuración permite mejorar las características de
funcionamiento de la turbina de baja presión. Sin embargo, la
presente invención puede aplicarse igualmente a distribuidores de
turbina de baja presión cuyas plataformas de soporte de los álabes
no sean alargadas.
Según la invención, el dispositivo de
enfriamiento 30 del disco 14 de los álabes móviles 12 de la turbina
de alta presión y del disco 22 de los álabes rotativos 20 de a
turbina de baja presión está constituido especialmente por el
ensamblaje de una brida anular de aguas arriba 32 con una brida
anular de aguas abajo 34. Las bridas de aguas arriba 32 y de aguas
abajo 34 se presentan cada una en forma de un anillo cuyo eje de
simetría se confunde con el eje longitudinal X-X de
las turbinas de alta y baja presión.
Como se ha representado en la figura 1, la brida
de aguas arriba 32 se extiende radialmente desde una brida 36
dispuesta en un extremo aguas arriba de la plataforma inferior 28,
mientras que la brida de aguas abajo 34 se extiende radialmente
desde una brida 38 dispuesta en un extremo aguas abajo de la misma
plataforma. Estas bridas de aguas arriba y aguas abajo delimitan
así un recinto anular 40 que está obturado de forma estanca por un
dispositivo de estanqueidad, por ejemplo por una chapa anular 42
fijada entre los extremos libres de las bridas de aguas arriba y
aguas abajo. El recinto anular 40 es alimentado de aire procedente
de un circuito de enfriamiento que equipa cada álabe fijo 24 del
distribuidor 18. Típicamente, el aire que se toma por ejemplo al
nivel del compresor de alta presión de la turbomáquina, es
introducido en cada álabe fijo 24 del distribuidor por su vértice
siguiendo un camino delimitado por una cavidad de enfriamiento (no
representada) eventualmente provista de una camisa antes de de ser
evacuado especialmente al nivel del pie 24a del álabe por unos
orificios 44 que atraviesan la plataforma inferior 28. Estos
orificios de evacuación de aire están situados al nivel del pie 24a
de cada álabe, entre la brida de aguas arriba 36 y la brida de aguas
abajo 38 de la plataforma inferior.
A continuación, se describirá, de manera más
precisa, la geometría de estas bridas de aguas arriba y aguas
abajo. En esta descripción, el extremo superior de una brida se
define, por oposición al extremo inferior de ésta, como si fuera el
extremo del disco más alejado del eje longitudinal
X-X. Análogamente, la noción de aguas arriba y
aguas abajo se interpreta en relación al sentido de avance del flujo
gaseoso F que sale de la turbina de alta presión.
En un extremo superior, cada una de las bridas
de aguas arriba y aguas abajo incluye una parte de enlace con las
bridas de aguas arriba 36 y aguas abajo 38 de la plataforma inferior
28 del distribuidor 18. Al formar saliente estas bridas radialmente
con respecto a la plataforma inferior, las partes de enlace están
formadas por paredes angulares 46, 48 que se extienden radialmente
de manera que se apoyan contra estas bridas durante el montaje de
la plataforma inferior 28 en el dispositivo de enfriamiento. Más
adelante se describirá los medios de fijación de las partes de
enlace de las bridas aguas arriba y aguas abajo contra las
bridas.
En un extremo inferior opuesto a su parte de
enlace, la brida de aguas arriba 32 incluye además una parte de
inyección especialmente formada por una primera pared anular 50 que
se extiende radialmente y que está desfasada longitudinalmente
hacia aguas abajo con respecto a la pared 46 de su parte de enlace,
y por una segunda pared anular 52 que se extiende radialmente y que
está desfasada con respecto a la primera pared 50, a la vez
radialmente hacia el eje longitudinal X-X y
longitudinalmente hacia aguas abajo. Una primera pared anular
longitudinal 54 une un extremo inferior de la pared 46 a un extremo
superior de la segunda pared 52. Esta primera pared longitudinal
divide así el recinto anular 40 en una zona inferior 40a y una zona
superior 40b.
Como se ilustra en las figuras 4 y 5, la parte
de inyección de la brida de aguas arriba incluye además una segunda
pared longitudinal anular 56 que se extiende entre la primera y la
segunda paredes radiales 50, 52. Esta segunda pared longitudinal 56
está dispuesta, por otra parte, entre la primera pared longitudinal
54 y la chapa anular 42 que forma el dispositivo de estanqueidad 42
de manera que divide la zona inferior 40a en una zona 58, llamada
de montaje, y una zona de inyección 60. Además, como se ilustra en
la figura 6, la zona de montaje 58 está dividida a su vez en una
pluralidad de cavidades anulares 62 por unos tabiques radiales 64.
Estos tabiques están dispuestos perpendicularmente a las primera 50
y segunda 52 paredes radiales de la parte de inyección de la brida
de aguas arriba y se extienden entre la primera y la segunda paredes
longitudinales 54, 56. Están espaciados regularmente todo alrededor
del eje longitudinal X-X de las turbinas. Así, la
zona de montaje 58 está segmentada en una pluralidad de cavidades
anulares 62, mientras que la zona de inyección 60 es continua todo
alrededor del eje longitudinal X-X.
La primera pared longitudinal 54 de la parte de
inyección de la brida de aguas arriba incluye una pluralidad de
aberturas 66 destinadas a poner en comunicación la zona superior 40b
con la zona inferior 40a a fin de alimentar de aire de enfriamiento
ésta última. Más precisamente, estas aberturas 66 se abren en la
zona superior 40b y desembocan en determinadas cavidades anulares
62a formadas en la zona de montaje 58. En el ejemplo de realización
ilustrado en la figura 6, las aberturas están dispuestas de manera
que la zona superior alimente de aire de enfriamiento solamente una
cavidad anular 62 de cada dos, y se han previsto dos aberturas que
desembocan en una misma cavidad anular. Bien entendido, se podría
imaginar unas configuraciones diferentes para en cuanto al número
de cavidades anulares que comunican con la zona superior y en cuanto
al número de aberturas de comunicación por cavidad anular así
alimentada.
En cada cavidad anular 62a que está así
alimentada de aire de enfriamiento por las aberturas 66, la segunda
pared longitudinal anular 56 presenta al menos un conducto 68 que
permite al aire de enfriamiento pasar de la cavidad anular 62a a la
zona de inyección 60. Por otra parte, las aberturas 66 están
dispuestas en la primera pared longitudinal 54 de manera que estén
axialmente alineadas con los orificios del aire 44 practicados en
la plataforma inferior 28 (figura 1). Así, las pérdidas de carga al
nivel de la alimentación de cada cavidad anular 62a son
limitadas.
La zona de inyección 60 se abre hacia el disco
14 de los álabes móviles 12 de la turbina de baja presión por medio
de una pluralidad de taladros 70 practicados en la primera y en la
segunda paredes radiales 50, 52 de la parte de inyección de la
brida de aguas arriba. Por ejemplo, estos taladros 70 pueden ser
taladros inclinados (como en las figuras) o rectos. Cualquier otro
sistema que permita calibrar un caudal deseado para enfriar los
discos de las turbinas de alta presión puede resultar igualmente
conveniente. Así, el aire evacuado por los orificios 44 de la
plataforma inferior 28 alimenta la zona superior 40b y después
determinadas cavidades anulares 62a por medio de las aberturas 66.
El aire se difunde a continuación en la zona de inyección 60 por
medio de los conductor 68 antes de ser evacuado por los taladros 70
para enfriar el disco 14 de los álabes móviles de la turbina de
alta presión y el disco 22 de los álabes rotativos de la turbina de
baja presión.
En el ejercicio de realización ilustrado en las
figuras, una cavidad anular 52 de cada dos está alimentada de aire
de enfriamiento por las aberturas (las cavidades 62a). Las cavidades
anulares 62b que no están alimentadas de aire se destinan a
permitir la fijación de la brida de aguas abajo en la brida de aguas
arriba. A tal efecto, la segunda pared radial 52 de la parte de
inyección de la brida de aguas arriba presenta, al menos al nivel
de algunas de estas cavidades no alimentadas 62b, unos taladros 72
destinados a ser atravesados por enlaces atornillados del tipo
tornillo/tuerca. Además, para cada cavidad no alimentada 62 que
presenta uno de estos taladros, la primera pared radial 50 de la
parte de inyección incluye unas bocas 74, por ejemplo circulares,
dispuestas frente a estos taladros. Estas bocas permiten así
facilitar el acceso a los enlaces atornillados durante el montaje
de las bridas de aguas arriba y aguas abajo y "ahogar" la
tuerca de estos enlaces para no crear turbulencias.
De manera ventajosa, se puede disponer unos
tubos de enlace 76 en cada una de las aberturas 66 a fin de guiar
el aire de enfriamiento hacia las cavidades anulares 62a. A fin de
facilitar el montaje de los tubos de enlace 76, es preferible
además disponer unas ventanas anulares 78 en la segunda pared radial
52 de la parte de inyección de la brida de aguas arriba al nivel de
las cavidades anulares 62a alimentadas de aire.
La brida de aguas abajo 34 incluye, en un
extremo inferior opuesto a su parte de enlace, una parte de fijación
de la brida por una pared anular 80 que se extiende radialmente y
que está desfasada con respecto a la pared radial 48 de su parte de
enlace, a la vez radialmente hacia el eje longitudinal
X-X y longitudinalmente hacia aguas arriba. Esta
pared anular radial 80 está dispuesta de manera que se apoya contra
la segunda pared radial 52 de la parte de inyección de la brida de
aguas arriba. Además, está centrada con apriete en la brida de
aguas arriba para hacer la estanqueidad del dispositivo de
enfriamiento. Una pared anular longitudinal 81 une un extremo
inferior de la pared radial 48 de la parte de enlace a un extremo
superior de la pared radial 80 de la parte de fijación.
La pared radial 80 de la parte de fijación
presenta una serie de taladros 82 destinados a ser atravesados por
los enlaces atornillados. Estos taladros 82 están dispuestos todo
alrededor del eje longitudinal X-X de manera que
coinciden con los taladros 72 de la brida de aguas arriba cuando se
ensamblan las bridas de aguas arriba y de aguas abajo la una contra
la otra. Las bridas de aguas arriba 32 y de aguas abajo 34 pueden
ser así mantenidas apoyándose la una contra la otra después del
ensamblaje de la plataforma inferior 28 por medio de uniones
atornilladas 83. Esta disposición particular de los medios de
fijación permite obtener un ensamblaje ligeramente pretensado de la
plataforma inferior 28 en las bridas de aguas arriba 32 y de aguas
abajo 34 a fin de mejorar el comportamiento dinámico del
dispositivo de enfriamiento limitando al mismo tiempo los
desplazamientos longitudinales relativos y asegurando una buena
estanqueidad de las zonas inferior y superior.
Por otra parte, en el caso en el que los tubos
de enlace 76 estén dispuestos en cada una de las aberturas 66 de la
brida de aguas arriba, la pared radial 80 de la parte de fijación de
la brida de aguas abajo incluye unos dispositivos de retención
radial de estos tubos. Tales dispositivos de retención pueden ser
por ejemplo unas escuadras 84 fijadas contra la pared radial 80 y
cuyas dimensiones están adaptadas para alojarse en las ventanas
anulares 78 de la segunda pared radial 52 de la parte de inyección
de la brida de aguas arriba.
Según una característica ventajosa de la
invención, el dispositivo de enfriamiento 30 así formado incluye
una brida anular suplementaria 85 que se extiende radialmente entre
el dispositivo de estanqueidad 42 y una brida 86 del disco 14 de
los álabes móviles de la turbina de alta presión con los cuales está
en contacto. Esta brida suplementaria 85 permite así definir un
recinto de alta presión 87 y un recinto de baja presión 88 a una y
a otra parte del dispositivo de enfriamiento 30. A fin de asegurar
una perfecta estanqueidad entre los recintos de alta presión y de
baja presión así definidos, el contacto entre la brida 86 del disco
14 y el extremo inferior de la brida suplementaria 85 se efectúa a
través de los medios de estanqueidad. Estos medios pueden ser
realizados en forma de una junta laberíntica 89 dispuesta en la
brida 86 y de un revestimiento abrasivo 90 dispuesto en el extremo
inferior de la brida suplementaria 85. En las figuras 1, 4 y 5, la
brida anular suplementaria 85 presenta una sección recta
sensiblemente triangular. En este caso, para mejorar el
comportamiento dinámico del dispositivo de enfriamiento, se puede
disponer unos elementos rigidizadores 91 entre los extremos
superior e inferior de la brida suplementaria. Como se ha
representado en las figuras 3 y 6, tales rigidizadores pueden
adoptar la forma de chapas fijadas a los extremos superior e
inferior de la brida suplementaria 85.
Según otra característica ventajosa de la
invención, el dispositivo de enfriamiento 30 puede incluir
igualmente un dispositivo antirrotación del ensamblaje de las
bridas de aguas arriba 32 y de aguas abajo 34. Un dispositivo
antirrotación de este tipo puede estar formado por una pluralidad de
tetones radiales 92 dispuestos en la brida de aguas abajo 34, en la
prolongación de la pared anular radial 80 de su parte de fijación.
Como se ilustra en la figura 1, estos tetones 92 se ponen así a
tope en las ranuras 93 de la plataforma inferior 28 del
distribuidor a fin de impedir toda rotación intempestiva del
dispositivo de enfriamiento. Alternativamente, los tetones pueden
estar formados en la brida de aguas arriba 32, por ejemplo al nivel
de la primera pared longitudinal 54 de su parte de inyección. En
este caso no representado en las figuras, los tetones se ponen
igualmente a tope en unas ranuras de la plataforma inferior.
Según una variante de realización no
representada de la invención, las bridas de aguas arriba y de aguas
abajo del dispositivo de enfriamiento pueden ser realizadas en una
sola y misma pieza de manera que constituyan una monobrida. En este
caso, convendrá utilizar, por ejemplo, tubos de enlace que tengan un
collarín a fin de que sean mantenidos radialmente en su sitio.
Además, se deberá disponer igualmente un collarín al nivel de la
pared radial de la parte de enlace de la brida de aguas arriba para
permitir la utilización de un utillaje específico a fin de suprimir
la pretensión durante el montaje de la plataforma inferior en la
monobrida. Una variante de este tipo permite suprimir los enlaces
atornillados, lo cual disminuye la masa del conjunto y el tiempo de
su ensamblaje.
El dispositivo de enfriamiento así definido
presenta numerosas ventajas. Permite especialmente disminuir las
pérdidas de carga, lo cual permite disminuir el consumo específico
de la turbomáquina. Esta reducción de las pérdidas de carga no trae
consigo por tanto una degradación del comportamiento aerodinámico
del dispositivo. Además, un dispositivo de este tipo conviene
perfectamente para un distribuidor de turbina de baja presión que
tenga una configuración de cuello de cisne. Se observará igualmente
que habiéndose reducido el número de bridas con respecto a los
dispositivos anteriores, se reduce por tanto la masa del dispositivo
de enfriamiento según la invención y se facilita su montaje.
Claims (14)
1. Dispositivo de enfriamiento (30) de discos
(14, 22) de turbinas (10, 16) de alta presión y de baja presión de
turbomáquina, incluyendo dicho dispositivo una plataforma inferior
(28) de soporte de al menos un álabe fijo (24) de la turbina de
baja presión y estando alimentado de aire de enfriamiento al menos
desde un orificio de aire (44) practicado a través de la plataforma
anular inferior (28) y dispuesto entre una brida de aguas arriba
(36) y una brida de aguas abajo (38) de dicha plataforma inferior,
incluyendo además dicho dispositivo:
una brida anular de aguas arriba (32) que se
extiende radialmente desde la brida de aguas arriba (36) de dicha
plataforma inferior;
una brida anular de aguas abajo (34) que se
extiende radialmente desde la brida de aguas abajo (38) de la
plataforma inferior, delimitando dichas bridas de aguas arriba y de
aguas abajo longitudinalmente al menos una cavidad anular de aire
de enfriamiento (40);
un dispositivo de estanqueidad (42) que se
extiende longitudinalmente entre dichas bridas de aguas arriba y de
aguas debajo de modo que obtura de manera estanca la cavidad de aire
de enfriamiento
(40);
(40);
unos medios de fijación (83) de dichas bridas de
aguas arriba y de aguas abajo contra las bridas de sujeción de
aguas arriba y aguas abajo de dicha plataforma inferior; y
una pluralidad de taladros (70) a fin de
inyectar aire de enfriamiento hacia los discos (14, 22) de
turbinas,
caracterizado porque la brida de aguas
arriba (32) incluye una parte de enlace con la plataforma inferior
(28) formada por una pared anular sensiblemente radial (46), y una
parte de inyección formada por una primera pared anular
sensiblemente radial (50) desfasada radialmente y longitudinalmente
hacia aguas abajo con respecto a dicha parte de enlace, de una
segunda pared anular sensiblemente radial (52) desfasada
longitudinalmente hacia aguas abajo con respecto a dicha primera
pared radial, y una primera pared anular sensiblemente longitudinal
(54) que se extiende entre la pared radial (46) de dicha parte de
enlace y la segunda pared radial (52) de dicha parte de inyección
de modo que divide longitudinalmente la cavidad de aire de
enfriamiento (40) en una zona inferior (40a) y una zona superior
(40b).
2. Dispositivo según la reivindicación 1,
caracterizado porque la parte de inyección de la brida de
aguas arriba (32) incluye además una segunda pared anular
sensiblemente longitudinal (56) que se extiende entre las primera y
segunda paredes radiales (50, 52) y dispuesta entre la primera pared
longitudinal (54) y el dispositivo de estanqueidad (42) de manera
que divide la zona inferior (40a) en una zona de montaje (58) y una
zona de inyección (60).
3. Dispositivo según la reivindicación 2,
caracterizado porque la parte de inyección de la brida de
aguas arriba (32) incluye además una pluralidad de tabiques
sensiblemente radiales (64) que se extienden entre la primera y la
segunda paredes longitudinales (54, 56) y dispuestos
perpendicularmente a la primera y a la segunda paredes radiales
(50, 52) de manera que dividen la zona de montaje (58) en una
pluralidad de cavidades anulares (62).
4. Dispositivo según la reivindicación 3,
caracterizado porque la primera pared longitudinal (54) de
dicha parte de inyección de la brida de aguas arriba (32) incluye
una aberturas (66) de comunicación entre las zonas inferior (40a) y
superior (40b) de modo que se alimenta de aire de enfriamiento al
menos una cavidad anular (62a), estando dichas aberturas de
comunicación axialmente alineadas con dicho orificio de aire (44)
practicado a través de la plataforma inferior (28).
5. Dispositivo según la reivindicación 4,
caracterizado porque dicha al menos una cavidad anular (62a)
alimentada de aire de enfriamiento incluye, al nivel de la segunda
pared longitudinal (56), al menos un conducto (68) a fin de
alimentar la zona de inyección (60) de aire de enfriamiento.
6. Dispositivo según la reivindicación 5,
caracterizado porque la zona de inyección (60) presenta una
pluralidad de taladros (70) practicados en la primera y segunda
paredes radiales (50, 52) de la parte de inyección de la brida de
aguas arriba (32) a fin de inyectara aire de enfriamiento hacia los
discos (14, 22) de turbinas.
7. Dispositivo según una cualquiera de las
reivindicaciones 4 a 6, caracterizado porque incluye además
unos tubos de enlace (76) dispuestos en cada abertura de
comunicación (60) a fin de guiar el aire de enfriamiento hacia
dicha al menos una cavidad anula (62a).
8. Dispositivo según la reivindicación 7,
caracterizado porque incluye además unos dispositivos de
retención radial (84) de cada uno de dichos tubos de enlace
(76).
9. Dispositivo según una de las reivindicaciones
7 y 8, caracterizado porque la segunda pared radial (52) de
la parte de inyección de la brida de aguas arriba (32) incluye una
pluralidad de ventanas anulares (78) para el montaje de dichos
tubos de enlace (76).
10. Dispositivo según una cualquiera de las
reivindicaciones 4 a 9, caracterizado porque la brida de
aguas abajo (34) incluye una parte de enlace con la plataforma
inferior (28) formada por una pared anular sensiblemente radial
(48), y una parte de fijación de la brida de aguas arriba formada
por una pared anular sensiblemente radial (80) desfasada radial y
longitudinalmente hacia aguas arriba con respecto a dicha parte de
enlace y dispuesta contra la segunda pared radial (52) de la parte
de inyección de la brida de aguas arriba (32), y de una pared
anular sensiblemente longitudinal (81) que se extiende entre la
pared radial (48) de dicha parte de enlace y la pared radial (80)
de dicha parte de fijación.
11. Dispositivo según una cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 10, caracterizado porque incluye además
una brida anular suplementaria (85) que se extiende radialmente
entre el dispositivo de estanqueidad (42) y una brida (86) del
disco (14) de álabes móviles (12) de la turbina de alta presión (87)
y un recinto de baja presión (88) a una y a otra parte de dicho
dispositivo de enfriamiento.
12. Dispositivo según la reivindicación 11,
caracterizado porque incluye además elementos rigidizadores
(91) dispuestos entre unos extremos de dicha brida anular
suplementaria (85) a fin de mejorar el comportamiento dinámico del
dispositivo de enfriamiento.
13. Dispositivo según una cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 12, caracterizado porque incluye además
un dispositivo de antirrotación (92) de dichas bridas de aguas
arriba (32) y aguas abajo (34).
14. Dispositivo según una cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 13, caracterizado porque dichas bridas
de aguas arriba y aguas abajo están realizadas en una única y misma
pieza.
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| US8206080B2 (en) * | 2008-06-12 | 2012-06-26 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine with improved thermal isolation |
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|---|---|---|---|---|
| BE533517A (es) * | 1953-11-20 | |||
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| US3945758A (en) * | 1974-02-28 | 1976-03-23 | Westinghouse Electric Corporation | Cooling system for a gas turbine |
| US4187054A (en) * | 1978-04-20 | 1980-02-05 | General Electric Company | Turbine band cooling system |
| US4217755A (en) * | 1978-12-04 | 1980-08-19 | General Motors Corporation | Cooling air control valve |
| FR2604750B1 (fr) * | 1986-10-01 | 1988-12-02 | Snecma | Turbomachine munie d'un dispositif de commande automatique des debits de ventilation de turbine |
| US5358374A (en) * | 1993-07-21 | 1994-10-25 | General Electric Company | Turbine nozzle backflow inhibitor |
| US5503528A (en) * | 1993-12-27 | 1996-04-02 | Solar Turbines Incorporated | Rim seal for turbine wheel |
| US5645397A (en) * | 1995-10-10 | 1997-07-08 | United Technologies Corporation | Turbine vane assembly with multiple passage cooled vanes |
| JP3564286B2 (ja) * | 1997-12-08 | 2004-09-08 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼の段間シールアクティブクリアランス制御システム |
| DE19824766C2 (de) * | 1998-06-03 | 2000-05-11 | Siemens Ag | Gasturbine sowie Verfahren zur Kühlung einer Turbinenstufe |
| US6065928A (en) * | 1998-07-22 | 2000-05-23 | General Electric Company | Turbine nozzle having purge air circuit |
| US6179555B1 (en) * | 1998-10-06 | 2001-01-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Sealing of T.O.B.I feed plenum |
| FR2786222B1 (fr) * | 1998-11-19 | 2000-12-29 | Snecma | Dispositif d'etancheite a lamelle |
| DE19962244A1 (de) * | 1999-12-22 | 2001-06-28 | Rolls Royce Deutschland | Kühlluft-Führungssystem im Hochdruck-Turbinenabschnitt eines Gasturbinen Triebwerkes |
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