ES2288499T3 - Procedimiento y aparato para suministrar aire de refrigeracion a rotores de turbinas. - Google Patents

Procedimiento y aparato para suministrar aire de refrigeracion a rotores de turbinas. Download PDF

Info

Publication number
ES2288499T3
ES2288499T3 ES01304245T ES01304245T ES2288499T3 ES 2288499 T3 ES2288499 T3 ES 2288499T3 ES 01304245 T ES01304245 T ES 01304245T ES 01304245 T ES01304245 T ES 01304245T ES 2288499 T3 ES2288499 T3 ES 2288499T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
rotor shaft
aerodynamic
rotor
devices
opening
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
ES01304245T
Other languages
English (en)
Inventor
Thomas Tracy Wallace
Monty Lee Shelton
Dean Thomas Lenahan
Christopher Charles Glynn
Jeffrey Donald Clements
Barry John Kalb
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Application granted granted Critical
Publication of ES2288499T3 publication Critical patent/ES2288499T3/es
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F01D5/082Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/085Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/10Stators
    • F05D2240/12Fluid guiding means, e.g. vanes
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/40Use of a multiplicity of similar components
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00Geometry
    • F05D2250/70Shape
    • F05D2250/71Shape curved
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/30Retaining components in desired mutual position

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Un conjunto (42) de rotor para un motor (10) de turbina de gas, comprendiendo dicho conjunto de rotor un árbol (44) de rotor que comprende una superficie (50) interior y una superficie (48) exterior; comprendiendo además el árbol de rotor una pluralidad de primeras aberturas (52) que se extienden entre la superficie (50) interior y la superficie (48) exterior; y, una pluralidad de dispositivos (66) aerodinámicos que se extienden de manera circunferencial dentro de dicho árbol de rotor y configurados para redirigir flujo (70) de aire a través de dicho árbol (44) de rotor, caracterizado porque cada uno de dichos dispositivos aerodinámicos comprende una segunda abertura (74) que se extiende a través de los mismos alineada de manera circunferencial con dicha primera abertura y que puede moverse de manera radial dentro del árbol (44) de rotor durante la rotación de dicho árbol de rotor.

Description

Procedimiento y aparato para suministrar aire de refrigeración a rotores de turbinas.
Esta solicitud se refiere en general a motores de turbina de gas y, más particularmente, a dispositivos aerodinámicos de motor de turbina de gas.
Un motor de turbina de gas incluye normalmente un conjunto de rotor y una pluralidad de circuitos de aire de refrigeración secundarios. Para suministrar aire a los circuitos de aire secundarios, los motores incluyen dispositivos aerodinámicos para entregar flujo de aire giratorio desde un radio a otro con el fin de evitar exceder los límites de turbulencia del aire. Un tipo de dispositivo aerodinámico usa una serie de cámaras que inducen el giro controlado del flujo de aire a medida que el aire fluye entre las cámaras de diversos diámetros. Las cámaras están formadas o bien con tubos individuales o de placas paralelas que incluyen paredes de división. Otros dispositivos aerodinámicos conocidos incluyen conductos curvos en lugar de divisiones para desviar el flujo en una dirección opuesta y capturar una cabeza dinámica del flujo de aire así como acortar una altura del dispositivo aerodinámi-
co.
Para dispositivos que usan tubos como cámaras, una longitud de los tubos individuales usados para formar la cámara determina el efecto aerodinámico obtenido por la cámara. A medida que aumenta la longitud de los tubos, el efecto aerodinámico obtenido dentro de la cámara mejora. Sin embargo, el aumento de longitud de los tubos también aumenta el peso del dispositivo aerodinámico y puede afectar negativamente a la dinámica estructural del dispositivo aerodinámico. Para superar los problemas de peso, se usan tubos de pared delgada para formar la cámara. Debido a que los tubos de pared delgada son más susceptibles a la vibración, pueden instalarse amortiguadores dentro de los tubos. Los amortiguadores aumentan el peso de los tubos y pueden aumentar la tensión media del tubo.
Para dispositivos que usan placas paralelas como deflectores para cámaras, en funcionamiento, las conexiones entre las placas paralelas y los conductos crean concentraciones de tensión múltiples que amplifican la tensión circunferencial presente en las placas debido a la rotación. Para reducir los efectos de la concentración de tensión circunferencial, pueden instalarse bandas perfiladas alrededor de las áreas de conexión de transición formadas entre la placa y la división. Las bandas aumentan el peso de los tubos y aumentan los costes de montaje del conjunto de
rotor.
En el documento US-A-5.997.244 se da a conocer un conjunto de rotor para un motor de turbina de gas generalmente según el preámbulo de la reivindicación 1 del mismo.
Según la presente invención, se proporciona un conjunto de rotor según la reivindicación 1.
En una realización ejemplar de la presente invención, un conjunto de rotor de motor de turbina de gas incluye una pluralidad de dispositivos aerodinámicos para dirigir el flujo de aire de manera radial hacia el interior en un ambiente giratorio para usar como aire de refrigeración dentro de los circuitos de aire de refrigeración secundarios. El conjunto de rotor de motor de turbina de gas incluye un árbol de rotor que incluye una pluralidad de aberturas que se extienden entre una superficie exterior del árbol y una superficie interior del árbol. El árbol de rotor incluye también un par de rebordes que se extienden de manera radial hacia adentro desde la superficie interior del árbol y definen una cavidad. Cada dispositivo aerodinámico incluye una abertura y una superficie exterior perfilada que permite que el dispositivo aerodinámico se sitúe a nivel con respecto a una superficie interior del árbol de rotor. Los dispositivos aerodinámicos se dimensionan para encajar dentro de la cavidad de rebordes del árbol de rotor y cada dispositivo incluye también un par de segmentos de álabe. Los segmentos de álabe definen un paso curvo que se extiende desde la abertura del dispositivo aerodinámico.
En funcionamiento, las fuerzas centrífugas generadas dentro del conjunto de rotor fuerzan a cada dispositivo aerodinámico de manera radial hacia fuera hacia el interior de cada cavidad de árbol de rotor. El reborde de árbol de rotor retiene el dispositivo aerodinámico de modo que la abertura del dispositivo aerodinámico y las aberturas del árbol de rotor están alineadas de manera concéntrica. El flujo de aire a través del motor de turbina de gas a una velocidad tangencial relativamente alta se dirige de manera radial hacia el interior a través de los dispositivos aerodinámicos para usar como aire de refrigeración dentro de los circuitos de aire de refrigeración secundarios aguas abajo. La forma curva del paso definido por los segmentos de álabe provoca que el flujo de aire salga de los dispositivos aerodinámicos después de un giro brusco en una dirección opuesta, permitiendo de este modo que el dispositivo aerodinámico se fabrique con un tamaño más pequeño que los dispositivos aerodinámicos conocidos. Se facilita una reducción de las pérdidas de presión debido a la redirección del flujo de aire y los circuitos de aire de refrigeración secundarios reciben flujo de aire a una presión y a una temperatura suficientes. Además, debido a que los dispositivos aerodinámicos no están formados circunferencialmente como una estructura unitaria, las tensiones circunferenciales generadas dentro de los dispositivos aerodinámicos debido a las cargas del cuerpo centrífugo se reducen en comparación con dispositivos aerodinámicos conocidos.
Ahora se describirá una realización de la invención, a modo de ejemplo, con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:
la figura 1 es una ilustración esquemática de un motor de turbina de gas;
la figura 2 es una vista en sección transversal del motor de turbina de gas mostrado en la figura 1 que incluye un dispositivo aerodinámico;
la figura 3 es una vista en perspectiva de un dispositivo aerodinámico mostrado en la figura 2;
la figura 4 es una vista en sección transversal del dispositivo aerodinámico mostrado en la figura 2; y
la figura 5 es una vista en sección transversal de una pluralidad de dispositivos aerodinámicos mostrados en la figura 2 en una disposición instalada.
La figura 1 es una ilustración esquemática de un motor 10 de turbina de gas que incluye un compresor 12 de baja presión, un compresor 14 de alta presión, y una cámara 16 de combustión. El motor 10 incluye también una turbina 18 de alta presión y una turbina 20 de baja presión. El compresor 12 y la turbina 20 están acoplados por un primer árbol 21, y el compresor 14 y la turbina 18 están acoplados por un segundo árbol 22.
En funcionamiento, el aire fluye a través del compresor 12 de baja presión y el aire comprimido se suministra desde el compresor 12 de baja presión al compresor 14 de alta presión. El aire altamente comprimido se entrega a la cámara 16 de combustión en la que se combina con combustible y se quema. El flujo de aire (que no se muestra en la figura 1) de la cámara 16 de combustión se expulsa a través de las turbinas 18 y 20 para producir potencia para accionar los compresores 12 y 14, respectivamente. El flujo de aire calentado sale a continuación del motor 10 de turbina de gas a través de una boquilla 24.
La figura 2 es una vista en sección transversal de un conjunto 42 de rotor usado con el motor 10 de turbina (mostrado en la figura 1). En una realización, el conjunto 42 de rotor es un conjunto de rotor de turbina usado con turbinas 18 y 20 (mostradas en la figura 1). En una realización ejemplar, el conjunto 42 de rotor incluye un árbol 44 de rotor y una pluralidad de rotores 46. En una realización, el árbol 44 de rotor es similar al árbol 22 mostrado en la figura 1. El árbol 44 tiene un perfil de sección transversal sustancialmente circular e incluye una superficie 48 exterior, una superficie 50 interior, y una pluralidad de aberturas 52 que se extienden entre ellas. Las superficies 48 y 50 exterior e interior, respectivamente, son curvas y sustancialmente paralelas y la superficie 50 interior define un diámetro (no mostrado) interior.
El árbol 44 incluye también un par de rebordes 60 y 64 de anillo anular que se extienden de manera radial hacia el interior desde la superficie 50 interior del árbol. Los rebordes 60 y 64 definen una cavidad 65 dimensionada de manera axial y radial para alojar una pluralidad de dispositivos 66 aerodinámicos de modo que cada dispositivo 66 aerodinámico está situado adyacente a la superficie 50 interior del árbol. La abertura 52 de árbol se extiende entre las superficies 48 y 50 exterior e interior, respectivamente, hacia el interior de la cavidad 65.
Una pluralidad de dispositivos 66 aerodinámicos están instalados dentro del árbol 44 para eliminar la turbulencia del aire 70 giratorio y entregar aire 70 a una velocidad absoluta reducida hacia el interior del árbol 44 para refrigeración. En una realización, los dispositivos 66 se usan para suministrar aire 70 de refrigeración a los circuitos (no mostrados) de aire secundarios aguas abajo. Los dispositivos 66, descritos con más detalle más adelante, están acoplados de manera circunferencial alrededor de una línea 72 central del motor 10 dentro del árbol 44 de rotor. Cada dispositivo 66 incluye una abertura 74 que se extiende generalmente de manera radial a través del dispositivo 66 aerodinámico respecto a la línea 72 central del motor. Los dispositivos 66 están dimensionados para encajar dentro de la cavidad 65 de reborde de árbol de modo que cada abertura 74 de dispositivo está alineada tangencialmente y axialmente respecto a la abertura 52 del árbol.
Un dispositivo de retención o canal 80 se conecta al reborde 60 de anillo y se extiende de manera radial hacia adentro desde el reborde 60 anular. El canal 80, descrito con mayor detalle más adelante, incluye un labio 86 de retención para enganchar cada dispositivo 66 aerodinámico dentro de cavidades 65 de árbol. De manera alternativa, puede usarse cualquier dispositivo de retención que retenga de manera radial dispositivos 66 aerodinámicos dentro de cavidades 65 de árbol.
En funcionamiento, el aire 70 turbulento dirigido a través del motor 10 se redirige a través de dispositivos 66 aerodinámicos para usar en circuitos de aire de refrigeración secundarios. El aire 70 entra en cada dispositivo 66 aerodinámico a través de las aberturas 52 de árbol de rotor y se canaliza de manera radial hacia el interior a través de dispositivos 66 aerodinámicos hacia la línea 72 de centro del motor. El aire 70 que sale de los dispositivos 66 aerodinámicos se dirige de manera axial aguas abajo con el canal 80.
La figura 3 es una vista en perspectiva del dispositivo 66 aerodinámico instalado dentro del árbol 44 de rotor y que incluye un lado 94 delantero, y un lado 96 trasero. En una realización, los dispositivos 66 aerodinámicos se fabrican de materiales estándar, tales como Inconel 718 ®. En otra realización, los dispositivos 66 aerodinámicos se fabrican de materiales intermetálicos ligeros, tales como, pero sin limitarse a aluminuro de titanio. El reborde 60 de anillo del árbol de rotor se extiende de manera radial desde la superficie 50 interior del árbol de rotor e incluye un reborde 100 de acoplamiento que se extiende de manera axial hacia delante desde el reborde 60 de anillo. El reborde 100 de acoplamiento incluye una ranura 106 orientada de manera radial hacia el interior hacia la línea 72 de centro del motor. Un anillo partido (no mostrado) insertado dentro de la ranura 106 de manera axial retiene el canal 80.
Los rebordes 60 y 64 de anillo incluyen cada uno una superficie 120 interior. Cada superficie 120 interior incluye una pluralidad de proyecciones 124 que se extienden de manera axial hacia el interior de la cavidad 65. Las proyecciones 124 permiten a los rebordes 60 y 64 situar al dispositivo 66 aerodinámico dentro de la cavidad 65. En una realización, el reborde 60 incluye una proyección 124 que se extiende hacia el interior de la cavidad 65 y el reborde 64 incluye dos proyecciones 124 que se extienden dentro de la cavidad 65.
Una proyección 130 adicional se extiende de manera radial hacia el interior desde la superficie 50 interior del árbol de rotor hacia el interior de la cavidad 54 y se interrumpe con la abertura 52 de árbol. La proyección 130 es una llave de interbloqueo que fija el dispositivo 66 aerodinámico dentro de la cavidad 65. La proyección 130 fija el dispositivo 66 aerodinámico de modo que la abertura 74 del dispositivo aerodinámico esté alineada de manera concéntrica respecto a la abertura 52 del árbol de rotor.
El dispositivo 66 aerodinámico incluye una superficie 132 superior, un par de segmentos 140 de álabe y un par de paredes 142 laterales. Las paredes 142 laterales incluyen una proyección 144 que se extiende hacia fuera desde una superficie 146 exterior de cada pared lateral 142.
Las proyecciones 144 están dimensionadas para alojarse dentro de la cavidad 65 del árbol de rotor entre las proyecciones 124 de reborde de anillo. Las paredes 142 laterales son sustancialmente paralelas y se extienden de manera radial hacia el interior desde la superficie 132 superior del dispositivo aerodinámico entre segmentos 140 de álabe. Los segmentos 140 de álabe son curvos y se extienden de manera radial hacia el interior desde la superficie 132 superior del dispositivo aerodinámico. Los segmentos 140 de álabe y las paredes 142 laterales definen un paso curvo (no mostrado en la figura 3) que se extiende desde la abertura 74 del dispositivo aerodinámico hasta un borde 150 de salida.
La superficie 132 superior del dispositivo aerodinámico define la abertura 74 del dispositivo aerodinámico y se extiende entre los segmentos 140 de álabe y las paredes 142 laterales. La superficie 132 superior es curva para coincidir con un contorno definido por la superficie 50 interior del árbol de rotor para permitir que el dispositivo 66 aerodinámico forme una junta con el árbol 44 de rotor cuando se instala dentro de la cavidad 65 de árbol de rotor.
Un segmento 152 de álabe en el lado de succión incluye una proyección 154 que se extiende de manera radial hacia fuera desde una superficie 156 exterior del segmento 152 de álabe. La proyección 154 se bloquea con la proyección 130 de árbol de rotor para fijar el dispositivo 66 aerodinámico dentro de la cavidad 65 de árbol de rotor.
En funcionamiento, mientras el conjunto 40 de rotor (mostrado en la figura 2) gira, las fuerzas centrífugas generadas dentro del conjunto 40 de rotor fuerzan a cada dispositivo 66 aerodinámico de manera radial hacia fuera hacia el interior de cada cavidad 65 del árbol de rotor. Las proyecciones130 y 124 del árbol de rotor se bloquean con las proyecciones 154 aerodinámicas y las paredes 146 laterales para fijar cada dispositivo 66 aerodinámico dentro de la cavidad 65 de árbol de rotor de modo que se forme una cara de contacto entre cada dispositivo 66 aerodinámico y el árbol 44 de rotor. Además, la combinación de proyecciones 124 y 130 impiden que el dispositivo 66 aerodinámico se instale dentro de la cavidad 65 de árbol con una orientación incorrecta.
Debido a que cada superficie 132 superior del dispositivo aerodinámico está perfilada, se crea una junta entre cada dispositivo 66 aerodinámico y la superficie 50 interior del árbol de rotor. Además, debido a que los dispositivos 66 aerodinámicos adyacentes se sitúan de manera circunferencial dentro del árbol 44 de rotor y no están formados como una estructura de 360º, las tensiones circunferenciales generadas dentro de dispositivos 66 aerodinámicos se reducen en comparación a las generadas dentro de los dispositivos conocidos. Adicionalmente, debido a que las líneas de división generadas entre dispositivos 66 aerodinámicos adyacentes no están en la trayectoria de flujo del aire 70 (mostrado en la figura 2), la pérdida de eficacia aerodinámica entre dispositivos aerodinámicos adyacentes está limitada.
La figura 4 es una vista en sección transversal del dispositivo 66 aerodinámico que incluye segmentos 140 de álabe. Las paredes 142 laterales (mostradas en la figura 3) y los segmentos 140 de álabe definen un paso 170 curvo que se extiende desde la abertura 74 del dispositivo aerodinámico al borde 150 de salida. El paso 170 curvo está en comunicación fluida con la abertura 52 del árbol de rotor y la abertura 74 del dispositivo aerodinámico está alineada de manera concéntrica con la abertura 52 del árbol de rotor.
La abertura 52 del árbol de rotor se extiende a través del árbol 44 de rotor con un ángulo 172 medido con respecto a una línea 174 radial que se extiende a través del árbol 44 de rotor. En una realización, el ángulo 172 es aproximadamente de 30 grados desde la línea radial y el aire 70 fluye tangencialmente a través del motor 10 con un ángulo de aproximadamente 70º desde la línea radial con respecto a los dispositivos 66 aerodinámicos. Un ángulo 176 de flujo de salida da como resultado que el aire 70 gire y se elimine la turbulencia a través del paso 170. En una realización, el ángulo 176 de flujo de salida es de aproximadamente 70 grados de modo que el aire 70 gira aproximadamente 140º.
El paso 170 está definido por el segmento 152 de álabe del lado de succión y un segmento 180 de álabe del lado de presión. Los segmentos 152 y 180 de álabe son curvos de modo que el segmento 150 de lado de succión tiene una primera zona 182, una segunda zona 184, una tercera zona 186 y una cuarta zona 188. Cada zona 184, 186 y 188 consecutiva se extiende desde una primera zona 182, 184 y 186, respectivamente. El paso 170 incluye también un borde 190 de ataque, una garganta 192, y un borde 150 de salida.
En funcionamiento, a medida que el flujo 70 de aire entra en el dispositivo 66 aerodinámico, es probable que el aire 70 se separe del segmento 152 de álabe del lado de succión debido a un ángulo de incidencia grande creado por la diferencia entre el ángulo 172 del árbol de rotor y el ángulo del flujo de aire, y debido a que el ángulo 172 del árbol de rotor está limitado por restricciones de tensión mecánica. Como es probable que la separación permita al dispositivo 66 eliminar de manera eficaz la turbulencia del aire 70, una curvatura del paso 170 permite al flujo 70 de aire volverse a unirse al segmento 152 de álabe del lado de succión de modo que el aire 70 puede dirigirse con un ángulo 176 deseado de salida.
Para volver a unir el aire 70 al segmento 152 de álabe del lado de succión, el paso 170 incluye la tercera zona 186 aguas arriba de la garganta 192 del paso. La tercera zona 186 es un paso largo "cubierto" aguas arriba de la garganta 192 del paso que permite que el aire 70 se vuelva a unirse al segmento 152 de álabe del lado de succión. La segunda zona 184 es una zona de gran curvatura que está aguas arriba de la tercera zona 186. En otros dispositivos aerodinámicos conocidos, las zonas de gran curvatura, tales como la segunda zona 184, no son deseables porque tales zonas provocan que el flujo de aire se separe. Sin embargo, en el dispositivo 66 aerodinámico, se supone la separación del flujo de aire, y como tal, la segunda zona 184 proporciona consideraciones de peso ventajosas al dispositivo 66 aerodinámico.
La curvatura del paso 170 se reduce adicionalmente en la cuarta zona 188 respecto al de la tercera zona 186. La cuarta zona 188 es una parte "sin cubrir" del paso 170 y está aguas debajo de la garganta 192 en el segmento 152 de álabe del lado de succión. La cuarta zona 188permite que el aire 70 que sale del dispositivo 66 aerodinámico tenga un ángulo 172 de salida deseado sin una posibilidad de separación adicional del flujo 70 de aire.
La figura 5 es una vista en sección transversal de una pluralidad de dispositivos 66 aerodinámicos mostrados en una disposición 200 instalada. Los dispositivos 66 aerodinámicos adyacentes están dispuestos de manera circunferencial dentro del árbol 44 de rotor (mostrado en la figura 2) de modo que un borde 204 de salida de cada dispositivo 60 aerodinámico está formado por dispositivos 66 aerodinámicos adyacentes. Específicamente, un espesor 206 del borde 204 de salida está formado a partir de un segmento 210 de álabe del lado de presión que se extiende desde un primer dispositivo 212 aerodinámico y un segmento 152 de álabe del lado de succión que se extiende desde un segundo dispositivo 214 aerodinámico.
El conjunto de rotor descrito anteriormente es económico y altamente fiable. Los dispositivos aerodinámicos permiten que se elimine la turbulencia del flujo de aire desde un área de diámetro mayor a través de un árbol de rotor a un diámetro menor, con tensiones bajas inducidas dentro del dispositivo aerodinámico. Además, los dispositivos aerodinámicos permiten que un flujo de aire con una velocidad tangencial alta se dirija de manera radial hacia el interior con una pérdida baja por giro sin exceder los límites de turbulencia del flujo de aire. Como resultado, se proporciona un dispositivo aerodinámico que dirige el flujo de aire de manera radial hacia el interior para uso con circuitos de aire de refrigeración secundarios.

Claims (7)

1. Un conjunto (42) de rotor para un motor (10) de turbina de gas, comprendiendo dicho conjunto de rotor un árbol (44) de rotor que comprende una superficie (50) interior y una superficie (48) exterior; comprendiendo además el árbol de rotor una pluralidad de primeras aberturas (52) que se extienden entre la superficie (50) interior y la superficie (48) exterior; y,
una pluralidad de dispositivos (66) aerodinámicos que se extienden de manera circunferencial dentro de dicho árbol de rotor y configurados para redirigir flujo (70) de aire a través de dicho árbol (44) de rotor, caracterizado porque
cada uno de dichos dispositivos aerodinámicos comprende una segunda abertura (74) que se extiende a través de los mismos alineada de manera circunferencial con dicha primera abertura y que puede moverse de manera radial dentro del árbol (44) de rotor durante la rotación de dicho árbol de rotor.
2. El conjunto (42) de rotor según la reivindicación 1, en el que dicho árbol (44) de rotor comprende además un par de rebordes (60, 64) que se extienden de manera radial hacia el interior desde dicha superficie (50) interior de árbol de rotor, dicha pluralidad de dispositivos (66) aerodinámicos dimensionados para alojarse dentro de dicho par de rebordes de árbol de rotor de modo que cada una de dicha segunda abertura (74) de dispositivo aerodinámico es concéntrica con cada una de dichas primeras aberturas (52) de árbol de rotor.
3. El conjunto (42) de rotor según la reivindicación 2, en el que cada uno de los dispositivos (66) aerodinámicos comprende además una proyección (144) configurada para situar cada dispositivo aerodinámico alineado de manera radial respecto al reborde (60, 64) de árbol de rotor.
4. El conjunto (42) de rotor según la reivindicación 1, en el que dicho árbol (44) de rotor comprende además una llave (130) configurada para situar dicho dispositivo (66) aerodinámico alineado de manera radial respecto a dicho árbol de rotor.
5. El conjunto (42) de rotor según la reivindicación 1, en el que dicho dispositivo (66) aerodinámico comprende además una superficie (132) exterior perfilada para permitir que dicho dispositivo aerodinámico esté en contacto a nivel respecto a dicha superficie (50) interior de árbol de rotor.
6. El conjunto (42) de rotor según la reivindicación 1, en el que dicho dispositivo (66) aerodinámico comprende además una primera pared (142) lateral y una segunda pared (142) lateral, y un par de segmentos (140) de álabe curvos configurados, en el caso de flujo (70) de aire separado, para provocar que tal flujo de aire se vuelva a unir dentro de dicho paso (170) curvo.
7. Un procedimiento de suministro de flujo (70) de aire giratorio dentro de un conjunto (42) de rotor que incluye usar una pluralidad de dispositivos (66) aerodinámicos, incluyendo el conjunto de rotor un árbol (44) de rotor que tiene una pluralidad de primeras aberturas (52) que se extienden a través del mismo, caracterizado porque cada uno de los dispositivos aerodinámicos incluye una segunda abertura (74) que se extiende a través del mismo y hace funcionar el conjunto de rotor para la transición de cada dispositivo aerodinámico de manera radial dentro del árbol de rotor para alinearse de manera concéntrica con cada segunda abertura (74) de dispositivo aerodinámico respecto a cada primera abertura (52) de árbol de rotor y canalizar el flujo de aire a través de la pluralidad de dispositivos aerodinámicos hacia el interior del árbol de rotor.
ES01304245T 2000-07-14 2001-05-11 Procedimiento y aparato para suministrar aire de refrigeracion a rotores de turbinas. Expired - Lifetime ES2288499T3 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/616,257 US6398487B1 (en) 2000-07-14 2000-07-14 Methods and apparatus for supplying cooling airflow in turbine engines
US616257 2000-07-14

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2288499T3 true ES2288499T3 (es) 2008-01-16

Family

ID=24468659

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES01304245T Expired - Lifetime ES2288499T3 (es) 2000-07-14 2001-05-11 Procedimiento y aparato para suministrar aire de refrigeracion a rotores de turbinas.

Country Status (7)

Country Link
US (1) US6398487B1 (es)
EP (1) EP1172523B1 (es)
JP (1) JP4820492B2 (es)
BR (1) BR0101964A (es)
CA (1) CA2347329C (es)
DE (1) DE60129382T2 (es)
ES (1) ES2288499T3 (es)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6910852B2 (en) * 2003-09-05 2005-06-28 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7192245B2 (en) * 2004-12-03 2007-03-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor assembly with cooling air deflectors and method
JP4675638B2 (ja) * 2005-02-08 2011-04-27 本田技研工業株式会社 ガスタービンエンジンの2次エア供給装置
US20080141677A1 (en) * 2006-12-15 2008-06-19 Siemens Power Generation, Inc. Axial tangential radial on-board cooling air injector for a gas turbine
US7708519B2 (en) * 2007-03-26 2010-05-04 Honeywell International Inc. Vortex spoiler for delivery of cooling airflow in a turbine engine
FR2930589B1 (fr) * 2008-04-24 2012-07-06 Snecma Prelevement d'air centripete dans un rotor de compresseur d'une turbomachine
US8360716B2 (en) * 2010-03-23 2013-01-29 United Technologies Corporation Nozzle segment with reduced weight flange
US8348599B2 (en) * 2010-03-26 2013-01-08 General Electric Company Turbine rotor wheel
US20130199207A1 (en) * 2012-02-03 2013-08-08 General Electric Company Gas turbine system
US9435206B2 (en) 2012-09-11 2016-09-06 General Electric Company Flow inducer for a gas turbine system
CN103867235B (zh) * 2012-12-18 2015-12-23 中航商用航空发动机有限责任公司 一种管式减涡器引气系统
CA2920482A1 (en) 2013-08-16 2015-02-19 General Electric Company Flow vortex spoiler
US10352245B2 (en) 2015-10-05 2019-07-16 General Electric Company Windage shield system and method of suppressing resonant acoustic noise
US10113486B2 (en) 2015-10-06 2018-10-30 General Electric Company Method and system for modulated turbine cooling
PL415045A1 (pl) 2015-12-03 2017-06-05 General Electric Company Tarcze turbiny i sposoby ich wytwarzania
US10683809B2 (en) 2016-05-10 2020-06-16 General Electric Company Impeller-mounted vortex spoiler
PL417315A1 (pl) * 2016-05-25 2017-12-04 General Electric Company Silnik turbinowy z zawirowywaczem
US10876407B2 (en) * 2017-02-16 2020-12-29 General Electric Company Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3768921A (en) * 1972-02-24 1973-10-30 Aircraft Corp Chamber pressure control using free vortex flow
US4236869A (en) * 1977-12-27 1980-12-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine having bleed apparatus with dynamic pressure recovery
GB2075123B (en) * 1980-05-01 1983-11-16 Gen Electric Turbine cooling air deswirler
US4541774A (en) * 1980-05-01 1985-09-17 General Electric Company Turbine cooling air deswirler
US4807433A (en) * 1983-05-05 1989-02-28 General Electric Company Turbine cooling air modulation
DE3428892A1 (de) * 1984-08-04 1986-02-13 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Schaufel- und dichtspaltoptimierungseinrichtung fuer verdichter von gasturbinentriebwerken, insbesondere gasturbinenstrahltriebwerken
US4674955A (en) 1984-12-21 1987-06-23 The Garrett Corporation Radial inboard preswirl system
US4882902A (en) 1986-04-30 1989-11-28 General Electric Company Turbine cooling air transferring apparatus
GB2189845B (en) * 1986-04-30 1991-01-23 Gen Electric Turbine cooling air transferring apparatus
US4884950A (en) * 1988-09-06 1989-12-05 United Technologies Corporation Segmented interstage seal assembly
US5187931A (en) * 1989-10-16 1993-02-23 General Electric Company Combustor inner passage with forward bleed openings
JPH0486334A (ja) * 1990-07-27 1992-03-18 Hitachi Ltd ガスタービン用冷却媒体導入装置
FR2672943B1 (fr) * 1991-02-20 1995-02-03 Snecma Compresseur de turbomachine equipe d'un dispositif de prelevement d'air.
US5245821A (en) * 1991-10-21 1993-09-21 General Electric Company Stator to rotor flow inducer
US5226785A (en) * 1991-10-30 1993-07-13 General Electric Company Impeller system for a gas turbine engine
US5575616A (en) * 1994-10-11 1996-11-19 General Electric Company Turbine cooling flow modulation apparatus
US5997244A (en) * 1997-05-16 1999-12-07 Alliedsignal Inc. Cooling airflow vortex spoiler
US5853285A (en) 1997-06-11 1998-12-29 General Electric Co. Cooling air tube vibration damper
JP4040773B2 (ja) * 1998-12-01 2008-01-30 株式会社東芝 ガスタービンプラント
US6183193B1 (en) * 1999-05-21 2001-02-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Cast on-board injection nozzle with adjustable flow area
US6361277B1 (en) * 2000-01-24 2002-03-26 General Electric Company Methods and apparatus for directing airflow to a compressor bore
US6468032B2 (en) * 2000-12-18 2002-10-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Further cooling of pre-swirl flow entering cooled rotor aerofoils

Also Published As

Publication number Publication date
US6398487B1 (en) 2002-06-04
JP4820492B2 (ja) 2011-11-24
EP1172523A2 (en) 2002-01-16
EP1172523A3 (en) 2003-11-05
BR0101964A (pt) 2002-03-05
CA2347329C (en) 2007-09-18
DE60129382T2 (de) 2008-03-20
CA2347329A1 (en) 2002-01-14
EP1172523B1 (en) 2007-07-18
DE60129382D1 (de) 2007-08-30
JP2002054459A (ja) 2002-02-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2288499T3 (es) Procedimiento y aparato para suministrar aire de refrigeracion a rotores de turbinas.
EP2324224B1 (en) Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine
ES2346188T3 (es) Circuito de refrigeracion de turbina.
ES2306149T3 (es) Sistema de compresion de turbina de gas y estructura de compresor.
US8113003B2 (en) Transition with a linear flow path for use in a gas turbine engine
US8091365B2 (en) Canted outlet for transition in a gas turbine engine
US8453463B2 (en) Anti-vortex device for a gas turbine engine compressor
JP5279400B2 (ja) ターボ機械ディフューザ
JP2656576B2 (ja) 軸流ガスタービン
US20030101730A1 (en) Vortex reducer in the high-pressure compressor of a gas turbine
JP2017198205A (ja) タービンエンジン用のエーロフォイル
CN107013335A (zh) 用于高opr(t3)发动机的压缩机后转子边沿冷却
US20110179794A1 (en) Production process
EP3214271A1 (en) Rotor blade trailing edge cooling
US10619490B2 (en) Turbine rotor blade arrangement for a gas turbine and method for the provision of sealing air in a turbine rotor blade arrangement
US9476355B2 (en) Mid-section of a can-annular gas turbine engine with a radial air flow discharged from the compressor section
EP3388623B1 (en) Compressor having reinforcing disk, and gas turbine having same
JP5816264B2 (ja) フロースプリッタを備える圧縮器排出ケーシングを有するガスタービンエンジン
JP2019031973A (ja) 不均一なシェブロンピンを備えたエンジン構成要素
GB2084654A (en) Cooling gas turbine engines
KR20190036203A (ko) 가스 터빈