ES2306149T3 - Sistema de compresion de turbina de gas y estructura de compresor. - Google Patents
Sistema de compresion de turbina de gas y estructura de compresor. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2306149T3 ES2306149T3 ES05744925T ES05744925T ES2306149T3 ES 2306149 T3 ES2306149 T3 ES 2306149T3 ES 05744925 T ES05744925 T ES 05744925T ES 05744925 T ES05744925 T ES 05744925T ES 2306149 T3 ES2306149 T3 ES 2306149T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- compressor
- uprights
- gas
- compressor structure
- structure according
- 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.)
- Active
Links
- 230000006835 compression Effects 0.000 title claims abstract description 17
- 238000007906 compression Methods 0.000 title claims abstract description 17
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 5
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 9
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 51
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 3
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 3
- 230000004308 accommodation Effects 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 2
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 2
- 239000003643 water by type Substances 0.000 description 2
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 1
- 238000009529 body temperature measurement Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000001627 detrimental effect Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 description 1
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 1
- 230000003319 supportive effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
- F01D25/162—Bearing supports
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/542—Bladed diffusers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/542—Bladed diffusers
- F04D29/544—Blade shapes
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Abstract
Estructura de compresor (14), la cual está diseñada para conducir un flujo de gas durante el funcionamiento de un sistema de compresión de turbina de gas (1), comprendiendo un canal del gas (5), una pluralidad de montantes radiales (15, 16, 21, 24, 25) para la transmisión de la carga, en la que por lo menos uno de dichos montantes es hueco para alojar componentes de servicio caracterizada porque la estructura del compresor (15, 16, 21, 24, 25) está diseñada, cuando está dispuesta en un sistema de compresión de turbina de gas, para girar sustancialmente un flujo turbulento de gas desde un rotor aguas arriba (10) mediante una pluralidad de dichos montantes (15, 16, 21, 24, 25) que tienen una forma arqueada.
Description
Sistema de compresión de turbina de gas y
estructura de compresor.
La presente invención se refiere a un sistema de
compresión de turbina de gas que comprende un canal del gas, una
sección del compresor de baja presión y una sección del compresor de
alta presión para la compresión del gas en el canal y una estructura
del compresor dispuesta entre la sección del compresor de baja
presión y la sección del compresor de alta presión, la estructura
del compresor estando diseñada para conducir un flujo de gas en el
canal del gas y comprende una pluralidad de montantes radiales para
la transmisión de la carga, en el que por lo menos uno de dichos
montantes es hueco para el alojamiento de componentes de servicio.
La invención también se refiere a la estructura del compresor.
El sistema de compresión de turbina de gas forma
parte de un motor de turbina de gas. El sistema de compresión de
turbina de gas está accionado, en el motor de la turbina de gas, por
un sistema de turbina a través de árboles del motor. El motor de
turbina de gas está especialmente pensado para un motor a reacción
de una aeronave. Motor a reacción significa que incluye diversos
tipos de motores, los cuales admiten aire a una velocidad
relativamente baja, lo calientan mediante combustión y lo disparan a
una velocidad mucho mayor. Incluidos dentro del término motor a
reacción están, por ejemplo, los motores de turborreactor y los
motores de doble flujo. La invención se describirá más adelante en
este documento para un motor de doble flujo, pero, por supuesto,
también se puede utilizar en otros tipos de motores.
La resistencia estructural del motor de turbina
de gas depende de un número limitado de estructuras de motor,
también conocidos como bastidores. Las estructuras por lo tanto
representan el esqueleto del motor. Las estructuras están altamente
cargadas durante el funcionamiento del motor. Las estructuras
generalmente comprenden una caja de rodamientos para los árboles del
motor, un canal del flujo de entrada en forma de un conducto anular
y montantes radiales los cuales forman el vínculo entre las piezas
interiores y las exteriores del motor. La estructura del compresor
de la invención forma una estructura de este tipo.
Los montantes a menudo son huecos a fin de
alojar los componentes de servicio tales como los medios para la
admisión y la salida del aceite o del aire, para el alojamiento de
instrumentos, tales como cables eléctricos y metálicos para
transferir la información concerniente a la presión o a la
temperatura medidas, etcétera. Los montantes normalmente tienen una
forma aerodinámica simétrica en sección transversal a fin de afectar
lo mínimo posible al flujo del gas. Los requisitos de servicio
generalmente gobiernan el número de los montantes requeridos.
El documento US 5,471,743 expone un aparato el
cual facilita la separación de un grupo turbomotor de doble flujo en
módulos para la expedición, el mantenimiento y la reparación. Se han
desarrollado diversos detalles de construcción los cuales
proporcionan medios para montar un carenado del ventilador a un
núcleo del motor de una manera que permita la transferencia de las
cargas funcionales desde el carenado del ventilador al núcleo del
motor y la separación de carenado del motor del núcleo del
motor.
El documento US 2002/0148216 expone un motor de
turbina de gas de doble flujo provisto de una carcasa estructural
intermedia colocada entre una trayectoria del flujo primario y una
trayectoria del flujo de derivación y configurado entre un compresor
de baja presión y un compresor de alta presión.
El documento EP 0 298 014 expone un sistema de
modular de motor. El compresor de baja presión y el ventilador junto
con el bastidor intermedio se pueden desmontar, como un conjunto,
del núcleo del motor extrayendo el cono de la ojiva un eje de
mangueta en la parte frontal del árbol de la turbina de baja presión
y en el diámetro interior del cubo del ventilador para proporcionar
acceso a los tornillos de fijación en la parte interior del bastidor
intermedio el cual sostiene los rodamientos para el rotor de alta
presión en posición en el interior del bastidor intermedio después
del montaje del motor.
Un objeto principal de la invención es reducir
el número de piezas en el sistema de compresión de turbina de
gas.
Este objeto se consigue porque la estructura del
compresor se dispone directamente aguas abajo del último rotor en la
sección del compresor de baja presión y está diseñada para girar
sustancialmente un flujo turbulento de gas a partir de dicho rotor
mediante una pluralidad de dichos montantes que tienen una forma
arqueada. Mediante "girar sustancialmente" se quiere indicar un
giro del flujo de gas en por lo menos 20º. Además, el flujo
turbulento de gas es girado en una dirección con una componente
dominante en la dirección axial. La estructura del compresor puede
estar diseñada para girar el flujo de gas a una dirección
sustancialmente paralela al eje de giro del motor.
En los sistemas de compresión de turbina de gas
tradicionales existe una última fila de estatores entre el último
rotor en la sección del compresor de baja presión y los montantes.
Esta última fila de estatores comprende una pluralidad de álabes
aerodinámicos (en muchos casos aproximadamente 150 álabes) diseñados
para girar el flujo turbulento de gas desde el último rotor en dicha
sección del compresor de baja presión hasta una dirección
sustancialmente axial. En virtud de la invención, la última fila de
estatores se puede eliminar. En otras palabras, de acuerdo con la
invención, la función de la última fila de estatores y la función de
una estructura de compresor convencional con los montantes es
sustituida por la estructura de compresor de la invención.
Además, una estructura de compresor convencional
que comprende montantes con una forma de plano aerodinámico
simétrico tiene una funcionalidad aerodinámica muy limitada. Esto
representa un "peso muerto" desde un punto de vista
aerodinámico. La estructura de compresor convencional es
esencialmente una penalización en la pérdida de presión. Además, la
longitud del canal del flujo de gas a través de la estructura del
compresor normalmente está gobernada por la limitación aerodinámica
de un flujo mezclado axial-radial que gira para
evitar la separación de la capa límite o por el tamaño de la caja de
rodamientos. Cada una de estas dos limitaciones conduce a un canal
del flujo de gas bastante largo lo cual impacta en la longitud del
motor sin obtener mucha ventaja de la disponibilidad de la longitud
de los componentes desde un punto de vista aerodinámico. Utilizando
montantes, de acuerdo con la invención, con una forma
sustancialmente aerodinámica, la funcionalidad aérea de la
estructura del compresor no se espera por lo tanto que tenga un
impacto perjudicial en la longitud total requerida del motor.
En otras palabras, de acuerdo con la invención,
la longitud axial disponible de la estructura del compresor, la cual
está gobernada por la distribución en planta general del motor y las
limitaciones aerodinámicas, se utiliza para integrar la
funcionalidad aerodinámica de la fila de estatores aguas arriba en
el interior de la estructura del compresor con montantes.
Mientras se reduce el número de piezas del
motor, es posible reducir, o por lo menos no incrementar, la
distorsión de flujo para el rotor del compresor de alta presión
aguas abajo y el rotor del compresor de baja presión aguas
arriba.
A fin de conseguir el giro sustancial del flujo
de gas, la dirección de una línea de cámara media en el borde de
ataque de por lo menos uno de los montantes arqueados está inclinada
por lo menos 20º con relación a la dirección de la línea de la
cámara media en el borde posterior de dicho montante arqueado.
De acuerdo con una forma de realización
preferida de la invención, la relación del grosor con respecto a la
cuerda de por lo menos uno de los montantes arqueados es
aproximadamente 0,10 (+/- 0,05). Esta relación se puede optimizar
con respecto al número de álabes y montantes aerodinámicos. Esto
crea las condiciones para un área de la sección transversal más
grande de cada montante. Un área incrementada de la sección
transversal resulta en una resistencia estructural y una capacidad
de servicio incrementadas por montante. Esto, a su vez, conduce a la
opción de reducir el número total de montantes que soportan carga o
de incrementar la capacidad total de servicio de la estructura del
compresor.
De acuerdo con un desarrollo adicional, la
estructura del compresor comprende una pluralidad de álabes
aerodinámicos con un área de la sección transversal sustancialmente
menor con relación a los montantes. Estos álabes aerodinámicos
menores pueden estar dispuestos para ayudar a los montantes en el
giro del flujo. Los álabes aerodinámicos pueden estar dispuestos
como un complemento o una alternativa para crear una distribución
ventajosa de la presión alrededor de los montantes.
De acuerdo con un desarrollo adicional, dichos
montantes están distribuidos de forma asimétrica en la dirección
circunferencial de la estructura del compresor. Esto crea las
condiciones para distribuir los montantes para una óptima
resistencia estructural.
La invención se explicará más adelante en este
documento con referencia a la forma de realización representada en
los dibujos adjuntos, en los cuales:
la figura 1 es una vista lateral esquemática del
motor cortado a lo largo de un plano paralelo al eje de giro del
motor,
la figura 2 es una vista a mayor escala de la
estructura del compresor entre la sección del compresor de baja
presión y la sección del compresor de alta presión a partir de la
figura 1,
la figura 3 es una vista en sección transversal
a lo largo de la línea A-A de la figura 2,
la figura 4 es una vista en sección transversal
desarrollada a lo largo de la línea B-B de la figura
2 y
la figura 5 es una vista en sección transversal
a mayor escala de uno de los montantes de la figura 4.
La invención se describirá más adelante en este
documento para un motor de aeronave de doble flujo de alta relación
1, véase la figura 1. El motor 1 comprende un alojamiento exterior
2, un alojamiento interior 3 y un alojamiento intermedio 4 el cual
es concéntrico con los dos primeros alojamientos y divide el espacio
entre ellos en un canal del gas primario interior 5 para la
comprensión de los gases de propulsión y un canal secundario 6 en el
cual circula la derivación del motor. Por lo tanto, cada uno de los
canales de gas 5, 6 es anular en una sección transversal
perpendicular a la dirección axial 18 del motor 1. Un ventilador 7
está dispuesto en la admisión del motor aguas arriba de los canales
de gas interior y exterior 5, 6.
El motor 1 comprende una sección del compresor
de baja presión 8 y una sección del compresor de alta presión 9 para
la compresión del gas en el canal del gas primario 5. Una cámara de
combustión 17 está dispuesta aguas abajo de la sección del compresor
de alta presión 9 para la combustión del gas comprimido del canal
del gas primario 5. El motor de la aeronave 1 adicionalmente
comprende secciones del compresor (no representadas) para la
expansión de los gases de propulsión dispuestas aguas abajo de la
cámara de combustión de un modo conocido en la técnica.
Cada una de las secciones del compresor 8, 9
comprende una pluralidad de rotores 10, 11 y de estatores 12, 13,
dispuestos entre dos rotores adyacentes. Los estatores 12, 13
comprenden una pluralidad de álabes aerodinámicos para girar un
flujo turbulento de gas de un rotor aguas arriba a una dirección
sustancialmente axial.
Los alojamientos 2, 3, 4 están sostenidos por
estructuras 14, 15 las cuales unen los alojamientos mediante brazos
radiales. Estos brazos son generalmente conocidos como montantes.
Los montantes deben ser suficientemente resistentes como para
proporcionar este soporte y no romperse ni deformarse en el caso en
el que se afloje un álabe del ventilador y colisione con ellos.
Además, los montantes están diseñados para la transmisión de cargas
en el motor. Además, los montantes son huecos a fin de alojar
componentes de servicio tales como los medios para la admisión y la
salida de aceite o aire, para el alojamiento de instrumentos, tales
como cables eléctricos y metálicos para la transferencia de
información concerniente a la presión o la temperatura medidas, un
árbol de accionamiento para un motor de arranque, etcétera. Los
montantes también se pueden utilizar para conducir un
refrigerante.
La estructura del compresor 14 que une el
alojamiento intermedio 4 y el alojamiento interior 3
convencionalmente es referido como un bastidor intermedio (IMC) o un
bastidor del compresor intermedio (ICC). La estructura del compresor
14 está diseñada para guiar el flujo de gas desde la sección del
compresor de baja presión 8 radialmente hacia dentro hacia la
admisión de la sección del compresor de alta presión. La estructura
del compresor 14 que une el alojamiento intermedio 4 y el
alojamiento interior 3 comprende una pluralidad de montantes
radiales 15, 16, 21, 24, 25, véanse las figuras 3 y 4 a unas
distancias mutuas en la dirección circunferencial de la estructura
del compresor 14. Estos montantes 15, 16 son piezas estructurales,
diseñadas para la trasmisión tanto de cargas axiales como radiales y
son huecos a fin de alojar componentes de servicio.
La estructura del compresor 14 está diseñada
para girar un flujo turbulento de gas desde el rotor 10 hasta una
dirección sustancialmente axial. Por lo tanto, la estructura del
compresor 14 está dispuesta directamente aguas abajo del último
rotor 10 en la sección del compresor de baja presión 8. Además, la
estructura del compresor 14 está dispuesta directamente aguas arriba
del primer rotor 11 en la sección del compresor de alta presión 9.
El gas turbulento desde el rotor 10 normalmente fluye con un ángulo
de 40-60º con relación a la dirección axial 18 del
motor. Los montantes 15, 16 están dispuestos directamente aguas
abajo del último rotor 10 en la sección del compresor de baja
presión 8. En este caso el giro del flujo de gas es en las
direcciones combinadas axial-tangencial y
axial-radial.
La magnitud del giro del flujo de gas en la
sección de la estructura del compresor 14 depende de diversos
parámetros. A fin de conseguir un giro del flujo de gas de la
magnitud de 40-60º, los montantes 15, 16, 21, 24, 25
tienen una forma del plano aerodinámico arqueada, véanse las figuras
4 y 5. En otras palabras, los montantes están diseñados con una
curvatura suficiente para un giro sustancial del flujo de gas. Por
lo tanto, los montantes 15, 16, 21, 24, 25 no sólo son
estructurales, sino también aerodinámicos. Más específicamente, la
dirección de una línea de cámara media M en el borde de ataque 101
del montante arqueado 16 está inclinada un ángulo con relación a la
dirección de la línea de la cámara media M en el borde posterior 102
del montante arqueado que corresponde al ángulo de giro deseado. La
dirección de la línea de la cámara media M en el borde de ataque
101 del montante arqueado 16 está inclinada por lo tanto por lo
menos 20º, adecuadamente por lo menos 30º, especialmente por lo
menos 40º y preferiblemente por lo menos 50º con relación a la
dirección de la línea de la cámara media M en el borde posterior 102
del montante arqueado.
A fin de conseguir el giro del flujo de gas en
la magnitud de 40-60º, los montantes están diseñados
adicionalmente con una cuerda más larga en comparación con los
montantes convencionales. La cuerda se define como la distancia
entre un borde de ataque 101 y un borde posterior 102 del álabe 15 a
lo largo de la línea de la cuerda C, véase la figura 5. La línea de
la cuerda C está definida como una línea recta que une el borde de
ataque 101 y el borde posterior 102. Más específicamente, la cuerda
de los montantes arqueados 15, 16, 21, 24, 25 es por lo menos seis
veces, adecuadamente por lo menos siete veces, preferiblemente por
lo menos ocho veces y de acuerdo con un ejemplo que preferido
aproximadamente nueve veces el grosor de dicho montante arqueado. El
grosor del montante puede ser, por otra parte, aproximadamente el
mismo que en los montantes convencionales.
El grosor del montante se define como la
distancia máxima entre las dos superficies opuestas del montante
103, 104 en una dirección perpendicular a la línea de la cámara
media M.
La línea de la cámara media M se define como la
localización de los puntos a mitad de camino entre las superficies
superior e inferior del montante medido perpendicular a la propia
línea de la cámara media. La curvatura de la sección transversal A
se define como la máxima distancia entre la línea de la cámara media
M y la línea de la cuerda C medida perpendicular a la línea de la
cuerda. De acuerdo con la invención, la cuerda del montante es
sustancialmente más larga que la cuerda de los montantes
convencionales.
Adicionalmente, la relación del grosor máximo
con respecto a la cuerda es otra medida de la capacidad de giro del
flujo de gas de los montantes. El grosor máximo preferiblemente es
inferior al 20%, especialmente inferior al 15% y más específicamente
aproximadamente el 10% de la cuerda de acuerdo con el ejemplo
representado en los dibujos.
Los montantes 15, 16, 21, 24, 25 adicionalmente
están distribuidos asimétricamente en la dirección circunferencial
de la estructura del compresor anular 14, véase la figura 3, para
una resistencia estructural óptima. Un primero 15 de dichos
montantes está dispuesto en la posición vertical más alta posible en
el canal del gas de la estructura del compresor. El primer montante
15 tiene un grosor algo mayor que el de los otros montantes 16, 21,
24, 25 a fin de recibir un árbol de accionamiento radial para un
motor de arranque. Los montantes adicionales 16, 21 y 24, 25,
respectivamente, están distribuidos simétricamente con respecto al
plano 23 que coincide con el primer montante 15 y en paralelo con la
dirección axial 18 del sistema de compresión de turbina de gas. Más
específicamente, dos montantes 16, 21 y 24, 25, respectivamente,
están dispuestos a cada lado del plano de simetría 23.
Una pluralidad de los denominados álabes
aerodinámicos, o álabes divisores, 19, 20, están dispuestos entre
los montantes 15, 16, 21, 24, 25. Los álabes aerodinámicos 19, 20
están dispuestos de ese modo en dicha estructura del compresor 14
formando una única cascada circular con los montantes. Los álabes
aerodinámicos son sustancialmente menores y más ligeros que los
montantes y no son de soporte, desde un punto de vista estructural.
Los montantes son muchos menos en número que los álabes
aerodinámicos.
Los álabes aerodinámicos 19, 20 están dispuestos
para ayudar a los montantes en el giro del flujo del gas desde el
rotor 10 hasta una dirección sustancialmente axial.
Los álabes divisores 19, 20 están colocados y
escalonados para reducir el riesgo del forzamiento a partir del
flujo potencial del montante sobre la fila del rotor aguas arriba.
Los perfiles de los montantes también se optimizan para reducir la
influencia aguas arriba del flujo potencial del montante sobre el
rotor aguas arriba a través de la elección de radios adecuados del
borde de ataque y de los ángulos de cuña.
Adicionalmente, los álabes divisores 19, 20, los
cuales no tienen una función de soporte estructural, también pueden
formar flecha en el sentido de la cuerda, estar inclinados o incluso
curvados en las direcciones transversales al sentido de la cuerda
para reducir la intensidad del flujo secundario, a forma de vórtices
de herradura y paso, controlando los gradientes del flujo y de la
presión en los pasos del montante con una relación de bajo
aspecto.
La necesidad de que los álabes divisores
reduzcan el número de montantes también permite la introducción de
dicha colocación asimétrica de los montantes en el conducto IMC/ICC
en la dirección circunferencial, véase la figura 3. Por supuesto,
los montantes están colocados para absorber las cargas estructurales
y especialmente las cargas de soporte del motor de un modo óptimo
desde un punto de vista estructural. Los álabes divisores 19, 20 por
consiguiente están distribuidos para producir un
des-arremolinado del flujo a pesar de la
distribución asimétrica de los montantes.
En la descripción anterior, el eje giratorio del
motor y la dirección del eje del motor/sistema de compresión de
turbina de gas/estructura del compresor se refiere al mismo eje
18.
La invención no está limitada en modo alguno a
las formas de realización descritas antes en este documento, si no
que son posibles una serie de alternativas y modificaciones sin por
ello salirse del ámbito de las siguientes reivindicaciones.
Por ejemplo, la disposición de los álabes
aerodinámicos más pequeños (álabes divisores) en la figura 4 es
únicamente una ilustración de una posible configuración y por lo
tanto no es exhaustiva de cómo se pueden colocar los álabes
divisores en las direcciones axial, radial y tangencial con respecto
a los montantes. Como un ejemplo, un álabe aerodinámico puede estar
dispuesto en el borde posterior de un montante específico formando
un tipo de alerón para mejorar la capacidad de giro del flujo de gas
del montante.
Como una alternativa a que sean macizos, dichos
álabes aerodinámicos pueden ser huecos en sección transversal, esto
es comprender por lo menos un vacío o una cavidad, sin embargo, no
necesariamente un agujero pasante.
De acuerdo con una forma de realización
alternativa, la estructura de compresor puede estar diseñada para
girar el flujo de gas a una dirección diferente de la dirección
axial. La estructura del compresor por ejemplo puede estar diseñada
para girar el flujo de gas desde una dirección de entrada de +50º a
una dirección de salida de -10º. La máxima capacidad de giro del
flujo de gas de la estructura del compresor puede ser
aproximadamente 60-70º.
Claims (13)
1. Estructura de compresor (14), la cual está
diseñada para conducir un flujo de gas durante el funcionamiento de
un sistema de compresión de turbina de gas (1), comprendiendo un
canal del gas (5), una pluralidad de montantes radiales (15, 16, 21,
24, 25) para la transmisión de la carga, en la que por lo menos uno
de dichos montantes es hueco para alojar componentes de servicio
caracterizada porque la estructura del compresor (15, 16, 21,
24, 25) está diseñada, cuando está dispuesta en un sistema de
compresión de turbina de gas, para girar sustancialmente un flujo
turbulento de gas desde un rotor aguas arriba (10) mediante una
pluralidad de dichos montantes (15, 16, 21, 24, 25) que tienen una
forma arqueada.
2. Estructura de compresor según la
reivindicación 1 caracterizada porque la dirección de una
línea de la cámara media (M) en el borde de ataque (101) de por lo
menos uno de los montantes arqueados (15, 16, 21, 24, 25) está
inclinada por lo menos 20º con relación a la dirección de la línea
de la cámara media (M) en el borde posterior (102) de dicho montante
arqueado.
3. Estructura de compresor según la
reivindicación 1 caracterizada porque la dirección de una
línea de la cámara media (M) en el borde de ataque (101) de por lo
menos uno de los montantes arqueados (15, 16, 21, 24, 25) está
inclinada por lo menos 30º con relación a la dirección de la línea
de la cámara media (M) en el borde posterior (102) de dicho montante
arqueado.
4. Estructura de compresor según la
reivindicación 1 caracterizada porque la dirección de una
línea de la cámara media (M) en el borde de ataque (101) de por lo
menos uno de los montantes arqueados (15, 16, 21, 24, 25) está
inclinada por lo menos 40º con relación a la dirección de la línea
de la cámara media (M) en el borde posterior (102) de dicho montante
arqueado.
5. Estructura del compresor de acuerdo con
cualquiera de las reivindicaciones 1-4
caracterizada porque la relación del grosor con respecto a la
cuerda de por lo menos uno de los montantes arqueados (15, 16, 21,
24, 25) es aproximadamente 0,10.
6. Estructura de compresor de acuerdo con
cualquiera de las reivindicaciones 1-5
caracterizada porque los montantes (15, 16, 21, 24, 25) están
dispuestos de modo que el borde de ataque (101) de cada uno de ellos
está colocado sustancialmente en la misma posición en una dirección
paralela al eje del centro de la estructura del compresor (18).
7. Estructura de compresor de acuerdo con
cualquiera de las reivindicaciones 1-6
caracterizada porque la estructura del compresor (14)
comprende una pluralidad de álabes aerodinámicos (19, 20) con un
área de la sección transversal sustancialmente menor con relación a
los montantes (15, 16, 21, 24, 25).
8. Estructura de compresor según la
reivindicación 7 caracterizada porque por lo menos uno de
dichos álabes aerodinámicos (19, 20) está colocado entre dos
montantes adyacentes (16, 21) en la dirección circunferencial de la
estructura del compresor (14).
9. Estructura de compresor según la
reivindicación 7 u 8 caracterizada porque un borde de ataque
de cada uno de un primer conjunto de dichos álabes aerodinámicos
(19, 20) está dispuesto sustancialmente en la misma posición que el
borde de ataque de los montantes (15, 16, 21, 24, 25) en una
dirección paralela al eje del centro de la estructura del compresor
(18).
10. Estructura de compresor según cualquiera de
las reivindicaciones 7-9 caracterizada porque
por lo menos uno de dichos álabes aerodinámicos (19, 20) es
sustancialmente macizo en sección transversal.
11. Estructura de compresor según cualquiera de
las reivindicaciones 1-10 caracterizada
porque dichos montantes (15, 16, 21, 24, 25) están distribuidos
asimétricamente en la dirección circunferencial de la estructura del
compresor.
12. Estructura de compresor según cualquiera de
las reivindicaciones 1-11 caracterizada
porque dichos montantes (15, 16, 21, 24, 25) están distribuidos
simétricamente con respecto a un plano paralelo con el eje del
centro de la estructura del compresor.
13. Sistema de compresión de turbina de gas (1)
comprendiendo un canal del gas (5), una sección del compresor de
baja presión (8) y una sección del compresor de alta presión (9)
para la compresión del gas en el canal caracterizado porque
el sistema comprende una estructura del compresor (14) según
cualquiera de las reivindicaciones anteriores, la cual está
dispuesta entre la sección del compresor de baja presión (8) y la
sección del compresor de alta presión (9), porque la estructura del
compresor (14) está diseñada para conducir un flujo de gas en el
canal del gas y porque la estructura del compresor (14) está
dispuesta directamente aguas abajo de un último rotor (10) en la
sección del compresor de baja presión (8).
Applications Claiming Priority (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US52159604P | 2004-06-01 | 2004-06-01 | |
| SE0401496A SE528183C2 (sv) | 2004-06-01 | 2004-06-01 | Kompressionssystem för en gasturbin samt kompressorstruktur |
| SE0401496 | 2004-06-01 | ||
| US521596P | 2004-06-01 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2306149T3 true ES2306149T3 (es) | 2008-11-01 |
Family
ID=35462962
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES05744925T Active ES2306149T3 (es) | 2004-06-01 | 2005-05-31 | Sistema de compresion de turbina de gas y estructura de compresor. |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP1756406B1 (es) |
| AT (1) | ATE395506T1 (es) |
| DE (1) | DE602005006807D1 (es) |
| ES (1) | ES2306149T3 (es) |
| RU (1) | RU2354852C2 (es) |
| WO (1) | WO2005119028A1 (es) |
Families Citing this family (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20100158684A1 (en) * | 2006-11-14 | 2010-06-24 | Baralon Stephane | Vane assembly configured for turning a flow in a gas turbine engine, a stator component comprising the vane assembly, a gas turbine and an aircraft jet engine |
| CN101542129B (zh) * | 2006-12-21 | 2012-12-19 | 三菱重工业株式会社 | 压缩机 |
| EP2260182A1 (en) * | 2008-02-25 | 2010-12-15 | Volvo Aero Corporation | A gas turbine component and a method for producing a gas turbine component |
| US8221071B2 (en) * | 2008-09-30 | 2012-07-17 | General Electric Company | Integrated guide vane assembly |
| ES2370307B1 (es) * | 2008-11-04 | 2012-11-27 | Industria De Turbo Propulsores, S.A. | Estructura soporte de rodamiento para turbina. |
| US9249736B2 (en) | 2008-12-29 | 2016-02-02 | United Technologies Corporation | Inlet guide vanes and gas turbine engine systems involving such vanes |
| US8162603B2 (en) * | 2009-01-30 | 2012-04-24 | General Electric Company | Vane frame for a turbomachine and method of minimizing weight thereof |
| DE102010001059A1 (de) * | 2010-01-20 | 2011-07-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG, 15827 | Zwischengehäuse für ein Gasturbinentriebwerk |
| DE102010002394A1 (de) * | 2010-02-26 | 2011-09-01 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerks |
| DE102010014900A1 (de) * | 2010-04-14 | 2011-10-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerkes |
| RU2556090C2 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "Уфимский моторостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") | Газотурбинный двигатель |
| RU2555933C2 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Газотурбинный двигатель |
| RU2555944C2 (ru) * | 2013-11-08 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ капитального ремонта турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии, пополняемой группы турбореактивных двигателей и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты) |
| RU2555936C2 (ru) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ капитального ремонта газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии, пополняемой группы газотурбинных двигателей и газотурбинный двигатель, отремонтированный этим способом |
| RU2555922C2 (ru) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ капитального ремонта газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии, пополняемой группы газотурбинных двигателей и газотурбинный двигатель, отремонтированный этим способом |
| RU2555929C2 (ru) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ капитального ремонта турбореактивного двигателя (варианты) и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии, пополняемой группы турбореактивных двигателей и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом |
| RU2555926C2 (ru) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ капитального ремонта турбореактивного двигателя (варианты) и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии, пополняемой группы турбореактивных двигателей и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом |
| RU2555932C2 (ru) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ капитального ремонта газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии, пополняемой группы газотурбинных двигателей и газотурбинный двигатель, отремонтированный этим способом |
| RU2555934C2 (ru) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ капитального ремонта турбореактивного двигателя (варианты) и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии пополняемой группы турбореактивных двигателей и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом |
| RU2555937C2 (ru) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ капитального ремонта газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии пополняемой группы газотурбинных двигателей и газотурбинный двигатель, отремонтированный этим способом |
| FR3027053B1 (fr) * | 2014-10-10 | 2019-09-13 | Safran Aircraft Engines | Stator de turbomachine d'aeronef |
| GB201703422D0 (en) | 2017-03-03 | 2017-04-19 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine vanes |
| GB201703423D0 (en) * | 2017-03-03 | 2017-04-19 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine vanes |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4744214A (en) * | 1987-06-29 | 1988-05-17 | United Technologies Corporation | Engine modularity |
| US5224341A (en) * | 1992-01-06 | 1993-07-06 | United Technologies Corporation | Separable fan strut for a gas turbofan powerplant |
| FR2823532B1 (fr) * | 2001-04-12 | 2003-07-18 | Snecma Moteurs | Systeme de decharge pour turboreacteur ou turbopropulseur a commande simplifiee |
-
2005
- 2005-05-31 AT AT05744925T patent/ATE395506T1/de not_active IP Right Cessation
- 2005-05-31 RU RU2006146220/06A patent/RU2354852C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2005-05-31 EP EP05744925A patent/EP1756406B1/en not_active Not-in-force
- 2005-05-31 ES ES05744925T patent/ES2306149T3/es active Active
- 2005-05-31 DE DE602005006807T patent/DE602005006807D1/de active Active
- 2005-05-31 WO PCT/SE2005/000828 patent/WO2005119028A1/en active Application Filing
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1756406A1 (en) | 2007-02-28 |
| RU2354852C2 (ru) | 2009-05-10 |
| DE602005006807D1 (de) | 2008-06-26 |
| RU2006146220A (ru) | 2008-07-20 |
| WO2005119028A1 (en) | 2005-12-15 |
| EP1756406B1 (en) | 2008-05-14 |
| ATE395506T1 (de) | 2008-05-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2306149T3 (es) | Sistema de compresion de turbina de gas y estructura de compresor. | |
| US7721547B2 (en) | Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines | |
| US8757965B2 (en) | Gas turbine compression system and compressor structure | |
| US8091365B2 (en) | Canted outlet for transition in a gas turbine engine | |
| ES2605102T3 (es) | Estructura de soporte para un motor de turbina de gas, motor de turbina de gas, avión y método de construcción correspondientes | |
| US8065881B2 (en) | Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine | |
| EP2324206B1 (en) | Gas turbine transition duct with a canted outlet | |
| CA2603130C (en) | Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines | |
| JP6409072B2 (ja) | 主要ストラットと小型ストラットを備えた排気ガスディフューザ | |
| US8453463B2 (en) | Anti-vortex device for a gas turbine engine compressor | |
| US20110179794A1 (en) | Production process | |
| JP2008240725A5 (es) | ||
| US9476355B2 (en) | Mid-section of a can-annular gas turbine engine with a radial air flow discharged from the compressor section | |
| JP4918034B2 (ja) | ガスタービン圧縮システム及びコンプレッサ構造部 | |
| EP3388623B1 (en) | Compressor having reinforcing disk, and gas turbine having same | |
| ES2618786T3 (es) | Componente de motor de turbina de gas | |
| US20160017732A1 (en) | Off-Cambered Vanes for Gas Turbine Engines | |
| EP2679785B1 (en) | Gas turbine | |
| CN109854376B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的轴流压缩机和包括所述轴流压缩机的燃气涡轮发动机 | |
| RU2715121C2 (ru) | Сектор насадки для турбинного двигателя с дифференциально охлаждаемыми лопатками |