ES2341384T3 - Alabe para turbina. - Google Patents
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Abstract
Álabe para turbina (12, 14), de manera especial para el empleo en una turbina de gas (2), con un cuerpo de base del álabe (30), cuya superficie externa (32) está dotada en la zona del borde anterior con un elemento para la protección contra el calor (22), que está dispuesto por delante del anterior a una cierta distancia, y presenta una pluralidad de canales de refrigeración secundarios (24) que se derivan de un canal de refrigeración principal (26) que está configurado dentro del cuerpo de base del álabe (30), cuyos canales de refrigeración secundarios desembocan en la zona del borde anterior del cuerpo de base del álabe (30) en orificios de salida, caracterizado porque el elemento para la protección contra el calor presenta una pluralidad de canales de salida (28) que discurren desde el canal de refrigeración principal (26) hasta la superficie externa (36) del elemento para la protección contra el calor (22).
Description
Álabe para turbina.
La invención se refiere a un álabe para turbina
de conformidad con el preámbulo de la reivindicación 1.
Las turbomáquinas, de manera especial las
turbinas de gas, son empleadas en muchos sectores para el
accionamiento de generadores o de máquinas herramientas. Una
turbina de gas presenta, de manera usual, un rotor alojado de
manera giratoria, que está rodeado por una carcasa fija. Los
componentes estructurales fijos de una turbina de gas se denominan
en conjunto también como estator. El contenido energético de un
combustible se aprovecha en este caso para llevar a cabo la
generación de un movimiento de rotación de los componentes del
rotor. Con esta finalidad se quema el combustible en una cámara de
combustión, alimentándose aire a presión por parte de un compresor
de aire. El medio de trabajo que es generado en la cámara de
combustión por medio de la combustión del combustible, y que se
encuentra a elevada presión y a elevada temperatura, se conduce en
este caso a través de una unidad de turbina, que está
conectada
aguas abajo de la cámara de combustión, en cuya unidad de turbina se descomprime con producción de trabajo.
aguas abajo de la cámara de combustión, en cuya unidad de turbina se descomprime con producción de trabajo.
En este caso, con objeto de llevar a cabo la
generación del movimiento de rotación del componente del rotor, se
dispone sobre el mismo una pluralidad de álabes de rodete que están
reunidos, de manera usual, en grupos de álabes o en series de
álabes, que accionan a los componentes del rotor por medio de la
transmisión del impulso del medio fluyente. Con objeto de llevar a
cabo la conducción del medio fluyente en la unidad de turbina se
han dispuesto, así mismo, de manera usual series de álabes
directores que están unidos con la carcasa de la turbina entre las
series contiguas de álabes de rodete. Los álabes de turbina,
especialmente los álabes directores, presentan, en este caso, de
manera usual, una hoja del álabe, que se extiende a lo largo de un
eje del álabe, con objeto de llevar a cabo una conducción adecuada
del medio de trabajo, sobre cuya hoja de álabe puede estar
conformada, en el lado extremo, una plataforma que se extiende
transversalmente con respecto al eje del álabe, para llevar a cabo
la fijación del álabe para turbina sobre el correspondiente cuerpo
portante.
En el momento de llevar a cabo el diseño de las
turbinas de gas de este tipo constituye un objetivo del diseño, de
manera usual, un rendimiento especialmente elevado además de la
potencia alcanzable. Un aumento del rendimiento puede conseguirse
en este caso, por motivos termodinámicos, básicamente por medio de
un aumento de la temperatura de salida, con la que el medio de
trabajo procedente de la cámara de combustión escapa y penetra en la
unidad de turbina. Las temperaturas, que son alcanzadas durante el
funcionamiento de una turbina de gas de este tipo, toman valores de
hasta 1.300ºC inclusive.
Los componentes y los elementos de construcción
de la turbina de gas, que están sometidos a estas elevadas
temperaturas del medio de trabajo, están sometidos, por
consiguiente, a una elevada solicitación térmica. No obstante, con
objeto de garantizar con una elevada fiabilidad, una duración de
vida comparativamente prolongada de los componentes
correspondientes, son refrigerados los componentes correspondientes,
de manera especial los álabes de rodete y/o los álabes conductores
de la unidad de turbina. Los álabes de turbina están dotados en
este caso, de manera usual, con canales de refrigeración, debiéndose
asegurar, de manera especial, una refrigeración activa y fiable del
borde anterior del correspondiente álabe para turbina, que están
sometidos a una solicitación térmica en una medida especial.
En este caso es utilizado aire de refrigeración
a modo de agente de refrigeración. Este aire puede ser alimentado a
los correspondientes álabes de turbina a través de una pluralidad de
canales para el agente de refrigeración, que están integrados en la
hoja del álabe o en el perfil del álabe. A partir de estos canales
de refrigeración, el aire de refrigeración recorre a través de
canales de salida, derivados de los anteriores, las respectivas
zonas previstas de los álabes de turbina, con lo cual se consigue
una refrigeración por convección del interior del álabe y de la
pared del álabe. En el lado de salida se han dejado abiertos estos
canales de tal manera, que el aire de refrigeración escapa por los
orificios de salida, que se denominan también agujeros de
refrigeración en capa delgada, una vez que se ha producido el
recorrido a través de los álabes de turbina y se forma una capa
delgada de refrigeración sobre la superficie de la hoja del álabe.
El cuerpo de base del álabe está ampliamente protegido sobre la
superficie por medio de esta capa delgada de aire de refrigeración
contra un contacto directo e intenso con el medio de trabajo
caliente que fluye sobre la misma con una elevada velocidad.
Con objeto de posibilitar una refrigeración en
capa delgada especialmente homogénea y efectiva, en la zona del
borde anterior de la hoja del álabe, han sido dispuestos los
orificios de salida en esta zona, de manera usual, homogéneamente a
lo largo de, al menos, dos líneas paralelas orientadas hacia el
borde anterior. Los canales de salida están orientados, además, por
regla general inclinadamente con respecto a la dirección
longitudinal del álabe para turbina, lo cual favorece la formación
de la película delgada de aire de refrigeración protectora, que
fluye a lo largo de la superficie.
Puesto que la zona del borde anterior del álabe
para turbina está sometida, ante todo, a una fuerte solicitación
térmica, puede ser dotado el borde anterior del álabe, además, con
una capa protectora contra el calor. Esta capa protectora contra el
calor está constituida, de manera conveniente, por un material más
resistente a la temperatura que el cuerpo de base del álabe. Por
otra parte, la capa protectora contra el calor se caracteriza por
un bajo coeficiente de conductibilidad térmica, con lo cual se
reduce la solicitación debida a la temperatura del material de base
del cuerpo del álabe. Por consiguiente se aumenta la duración de
vida del álabe para turbina por medio de una capa protectora contra
el calor de este tipo en combinación con una refrigeración de la
zona del borde anterior del álabe.
Sin embargo, esta protección contra el calor
tiene el inconveniente de que al cabo de un cierto tiempo se
presentan grietas en la capa protectora contra el calor. Estas
grietas reducen la protección del cuerpo de base del álabe frente a
los gases de escape calientes de la turbina de gas de tal manera,
que también puede producirse una formación de grietas en el cuerpo
de base del álabe para turbina como consecuencia de la mayor
solicitación térmica. Tales grietas en el cuerpo de base del álabe
ponen en peligro la seguridad en el trabajo y pueden conducir a un
fallo de la turbina de gas.
Por otra parte, se conoce por la publicación GB
841 117 un álabe para turbina modular del tipo que ha sido citado
al principio. El álabe para turbina comprende un cuerpo de base
colado con un perfil de la hoja del álabe, sobre el cual se han
previsto varias ranuras para llevar a cabo un soplado con aire de
refrigeración por el lado de los bordes de entrada, que están
cubiertas por una chapa de protección que está fijada lateralmente
sobre el perfil de la hoja del álabe, a una cierta distancia. El
aire de refrigeración que sale por las ranuras lleva a cabo la
refrigeración de los bordes de entrada, dotados con una chapa, según
una forma y manera de una refrigeración por impacto y es desviado
después de la refrigeración por impacto por medio de la chapa de
tal manera, que puede abandonar al álabe modular de turbina en la
zona de la superficie del lado de presión y en la superficie del
lado de aspiración.
Por consiguiente, la invención tiene como tarea
proporcionar un álabe para turbina del tipo citado al principio,
que garantice una seguridad en el trabajo especialmente elevada de
la turbina de gas con medios sencillos incluso cuando se lleve a
cabo su aplicación a elevadas temperaturas de flujo.
Esta tarea se resuelve, de conformidad con la
invención, por medio de un álabe para turbina de conformidad con
las características de la reivindicación 1.
En este caso, la invención parte del
razonamiento de que, precisamente desde el punto de vista de la
seguridad en el trabajo y de la economía de una turbina de gas, los
álabes de la turbina deben presentar una duración de vida lo más
elevada posible por medio de una elección adecuada de la protección
contra el calor. En este caso debe tomarse en consideración
especialmente el hecho de que precisamente el borde anterior del
álabe para turbina está sometido a una fuerte solicitación térmica.
Por consiguiente este borde anterior debe ser protegido de una
manera especial.
Esto se consigue porque se ha dispuesto el
elemento para la protección contra el calor a una cierta distancia
sobre el cuerpo de base del álabe en la zona del borde anterior con
lo cual se evita un contacto directo del elemento para la
protección contra el calor con el cuerpo de base del álabe. Con
objeto de llevar a cabo la refrigeración del cuerpo de base del
álabe se ha dotado en este caso su superficie externa en la zona del
borde anterior con una pluralidad de canales de refrigeración
secundarios, discurriendo éstos desde el canal de refrigeración
principal hasta la superficie externa del cuerpo de base del álabe.
Estos canales de refrigeración secundarios están dispuestos
homogéneamente distribuidos por detrás del elemento para la
protección contra el calor para llevar a cabo una refrigeración
efectiva en la zona del borde anterior del cuerpo de base del
álabe. Por consiguiente pueden evitarse tensiones y las grietas que
resultan de las mismas.
Con objeto de llevar a cabo la refrigeración del
elemento para la protección contra el calor, éste presente una
pluralidad de canales de salida que discurren desde su superficie
externa en el sentido dirigido hacia el cuerpo de base del álabe.
Este canal, que está configurado para llevar a cabo la conducción de
una corriente de refrigeración, sirve, además, también como
elemento de conexión entre el elemento para la protección contra el
calor y el cuerpo de base del álabe. El canal de salida penetra en
este caso con un extremo en un canal de refrigeración principal,
que está configurado en el interior del álabe, con lo que el medio
que fluye en el canal de refrigeración principal puede fluir sobre
la superficie externa del elemento para la protección contra el
calor, para llevar a caso su refrigeración.
Por medio de un sistema de protección contra el
calor, configurado de este modo, se protege de forma especialmente
efectiva, la zona que es especialmente crítica, concretamente la
zona del borde anterior del álabe para turbina, contra las
temperaturas elevadas del medio de trabajo de la turbina. Por medio
de la refrigeración del elemento para la protección contra el calor
y del cuerpo de base del álabe es posible aumentar la temperatura
del medio de trabajo de la turbina, que recorre el álabe de la
turbina, por encima de la temperatura que es posible para el
material del álabe de la turbina. La refrigeración se lleva a cabo
de tal manera que se es conducida una corriente de refrigeración,
procedente del canal de refrigeración principal, en parte, a través
de los canales de salida del elemento para la protección contra el
calor sobre su superficie externa y, en parte, fluye desde el canal
de refrigeración principal, a través de los canales de refrigeración
secundarios del cuerpo de base del álabe, a través del recinto
intermedio formado por el elemento para la protección contra el
calor y el cuerpo de base del álabe. Con ayuda de un medio de
refrigeración, conducido de este modo, se forma una capa delgada
protectora sobre la superficie externa del elemento para la
protección contra el calor. Esta capa delgada de refrigeración
impide un contacto directo del medio de trabajo caliente de la
turbina con el elemento para la protección contra el calor, con lo
cual se reduce la solicitación debida a la temperatura de la
superficie externa, que es barrida por la corriente. El aumento que
se presenta, no obstante, de la temperatura del elemento para la
protección contra el calor no tiene, sin embargo, un efecto directo
sobre la temperatura del cuerpo de base del álabe en la del borde
anterior, puesto que el elemento para la protección contra el calor
está dispuesto a una cierta distancia con respecto al cuerpo de base
del álabe. Por otra parte, se reduce esencialmente la transmisión
del calor entre el elemento para la protección contra el calor y el
cuerpo de base del álabe con ayuda del medio de refrigeración que
fluye entre la superficie interna del elemento para la protección
contra el calor y la superficie externa del cuerpo de base del
álabe, disipándose el calor en la zona del borde anterior por medio
de la corriente interna de refrigeración.
De manera especialmente preferente, el elemento
para la protección contra el calor presenta una forma que está
adaptada al perfil del cuerpo de base del álabe en la zona del borde
anterior. De este modo se consigue que el álabe de la turbina
presente una forma optimizada desde el punto de vista hidrodinámico
en la zona del borde anterior tras la aplicación del elemento para
la protección contra el calor. Por otra parte, la forma del
elemento para la protección contra el calor, que corresponde con el
cuerpo de base del álabe, conduce a una dilatación homogénea del
recinto intermedio en la zona del borde anterior. De este modo, el
medio refrigerante fluye con una velocidad preponderantemente
constante a lo largo de la superficie externa del cuerpo de base
del álabe y de la superficie interna del elemento para la protección
contra el calor, con lo cual se lleva a cabo de una manera
especialmente homogénea la refrigeración de la zona del borde
anterior del álabe de la turbina. Por consiguiente no se presentan
tensiones demasiado elevadas, ante todo en el cuerpo de base del
álabe, que pudiesen conducir a la formación de grietas.
En otra configuración conveniente, el elemento
para la protección contra el calor está fabricado a partir de un
material más resistente a la temperatura en comparación con el del
cuerpo de base del álabe. Puesto que el elemento para la protección
contra el calor es directamente barrido por la corriente del medio
de trabajo caliente durante el funcionamiento de la turbina,
precisamente este componente está sometido a una elevada
solicitación provocada por la temperatura. Por consiguiente, el
elemento para la protección contra el calor debe estar fabricado
con un material que sea especialmente estable a la temperatura con
objeto de garantizar, ante todo, la seguridad en el trabajo y con
objeto de minimizar los tiempos de detención de la turbina.
Además del empleo de materiales estables a la
temperatura, debería refrigerarse el elemento para la protección
contra el calor con objeto de aumentar la estabilidad del mismo. En
este caso, debe proyectarse el elemento para la protección contra
el calor para una refrigeración por impacto para una refrigeración
especialmente efectiva, consiguiéndose esto si se mantiene pequeña
la distancia comprendida entre el elemento para la protección
contra el calor y el cuerpo de base del álabe. Con esta finalidad
está dispuesto el elemento para la protección contra el calor de
manera preferente a una distancia comprendida entre 1 mm y 3 mm con
respecto al cuerpo de base del álabe. Precisamente, un elemento
para la protección contra el calor dispuesto en la zona del borde
anterior del álabe de la turbina hasta esta distancia, inclusive,
garantiza una velocidad de impacto suficientemente elevada del
medio refrigerante sobre la superficie interna del elemento para la
protección contra el calor, con lo cual se alcanza una
refrigeración especialmente efectiva por medio de la refrigeración
por impacto. Puesto que está fijada de antemano la presión estática
en el canal de refrigeración principal del cuerpo de base del
álabe, la velocidad de impacto de la corriente de refrigeración está
determinada, ante todo, por la distancia comprendida entre el
elemento para la protección contra el calor y el cuerpo de base del
álabe además de, por ejemplo, el diámetro de los canales de
refrigeración secundarios. Se requiere una velocidad
suficientemente elevada del medio de refrigeración inmediatamente
antes del impacto sobre la superficie interna del elemento para la
protección contra el calor puesto que se produce un contacto íntimo
entre el medio refrigerante y la superficie interna del elemento
para la protección contra el calor. Por medio de una refrigeración
por impacto, de este tipo, es posible una disipación del calor
significativamente más efectiva que lo que es posible, por ejemplo,
en el caso de una refrigeración de capa delgada.
En una configuración especialmente ventajosa,
los canales de refrigeración secundarios están dispuestos
esencialmente de forma que están dirigidos perpendicularmente con
respecto a la superficie interna del elemento para la protección
contra el calor. De este modo la, corriente de refrigeración
procedente del canal de refrigeración principal incide
perpendicularmente sobra la superficie interna del elemento para la
protección contra el calor, con lo cual se utiliza una gran parte
de la energía cinética del medio de refrigeración para un contacto
especialmente íntimo entre las partículas en la corriente de
refrigeración y la superficie interna del elemento para la
protección contra el calor. De este modo se transfiere a la
corriente interna de refrigeración y se disipa el calor del
elemento para la protección contra el calor de una manera
especialmente efectiva.
En otra variante, el elemento para la protección
contra el calor está conectado en la zona marginal del álabe de la
turbina con el cuerpo de base del álabe. Con objeto de formar la
refrigeración por impacto especialmente efectiva, el cuerpo de base
del álabe está dotado con una escotadura, preferentemente en su zona
del borde anterior. La ventaja de esta forma alternativa de
realización consiste, entre otras cosas, en que se mantiene la
forma original del álabe de la turbina, optimizada desde el punto de
vista hidrodinámico.
El elemento para la protección contra el calor,
descrito, puede ser empleado de manera ventajosa sobre aquellos
emplazamientos de la turbomáquina en los que sean impulsados
elementos de construcción y grupos de construcción de la
turbomáquina térmica con el medio de trabajo caliente. Sin embargo,
es especialmente preferente el empleo del elemento para la
protección contra el calor con objeto de proteger a la zona del
borde anterior del álabe de la turbina puesto que la solicitación
debida a la temperatura del cuerpo de base del álabe en esta zona
es especialmente elevada. Entre otras cosas se minimizan los tiempos
de detención de la turbina de gas por medio de un sistema para la
protección contra el calor de este tipo puesto que la duración de
vida aumenta por medio del elemento para la protección contra el
calor.
De la misma manera, pueden presentarse grietas
en el elemento para la protección contra el calor debido a la
solicitación térmica extremadamente elevada del elemento para la
protección contra el calor, incluso cuando se utilice un material
especialmente estable a la temperatura, de manera especial al cabo
de una determinada duración de funcionamiento de la turbina. En
este caso pueden ser retirados de una forma y manera relativamente
sencilla los elementos para la protección contra el calor, por
ejemplo en el ámbito de los trabajos de mantenimiento de la turbina
de gas, y pueden reemplazados por otros elementos nuevos. Por
consiguiente no tienen que recambiarse por completo los álabes de
la turbina correspondiente, como ocurría hasta ahora en el caso de
la formación de grietas en la zona del borde anterior del álabe de
la turbina.
Las ventajas, que se consiguen por medio de la
invención, consisten de manera especial en que se proporciona una
protección más eficaz de la zona del borde anterior del álabe de la
turbina contra las elevadas temperaturas del medio de trabajo de
las turbinas por medio del elemento para la protección contra el
calor, que está conectado por delante del cuerpo de base del álabe
correspondiente al álabe de la turbina. De manera especial, un
sistema para la protección contra el calor de este tipo posibilita
el empleo de una refrigeración por impacto, con lo cual puede ser
refrigerado de una manera especialmente efectiva el elemento para la
protección contra el calor. Por otra parte, se impide por medio del
elemento para la protección contra el calor que se propaguen las
grietas, que se formen eventualmente, que parten de la superficie
externa del elemento para la protección contra el calor hasta el
cuerpo de base del álabe. De la misma manera, los elementos para la
protección contra el calor, de conformidad con la invención, pueden
ser aplicados ulteriormente sobre los álabes de las turbinas de
forma y manera sencillas y con un coste relativamente pequeño.
Se explica con mayor detalle un ejemplo de
realización de la invención por medio de un dibujo. En éste
muestran:
la figura 1 una semisección a través de una
turbina de gas,
la figura 2 un álabe para turbina, dotado con el
escudo protector contra el calor, en sección longitudinal,
la figura 3 un elemento para la protección
contra el calor seccionado en dirección longitudinal,
la figura 4 un elemento para la protección
contra el calor en sección transversal,
la figura 5 una sección transversal a través de
un álabe para turbina dotado con un elemento para la protección
contra el calor,
la figura 6 en una realización alternativa, un
álabe para turbina con un elemento para la protección contra el
calor integrado en la zona del borde anterior del cuerpo de base del
álabe.
\vskip1.000000\baselineskip
En todas las figuras se han dotado con los
mismos números de referencia a las partes que son iguales.
La turbina de gas 1, de conformidad con la
figura 1, presenta un compresor 2 para el aire de combustión, una
cámara de combustión 4 así como una unidad de turbina 6 para el
accionamiento del compresor 2 y de un generador, que no ha sido
representado, o de una máquina herramienta. Con esta finalidad, se
han dispuesto la unidad de turbina 6 y el compresor 2 sobre un
árbol de turbina 8 común, que se denomina también como rotor de
turbina, con el que está conectado también el generador o bien la
máquina herramienta, y que está alojado de manera giratoria
alrededor de su eje central 9. La cámara de combustión 4, que está
realizada en forma de una cámara de combustión anular, está
equipada con una pluralidad de quemadores 10 para llevar a cabo la
combustión de un combustible líquido o gaseoso.
La unidad de turbina 6 presenta una pluralidad
de álabes de rodete 12 giratorios, que están unidos con el árbol de
turbina 8. Los álabes de rodete 12 están dispuestos en forma de
corona sobre el árbol de turbina 8 y forman, por consiguiente, una
pluralidad de series de álabes de rodete. Por otra parte, la unidad
de turbina 6 abarca una pluralidad de álabes directores 14 fijos,
que están fijados igualmente en forma de corona sobre una carcasa
interna 16 de la unidad de turbina 6, formando series de álabes
directores. Los álabes de rodete 12 sirven en este caso para el
accionamiento del árbol de turbina 8 por medio de la transmisión del
impulso del medio de trabajo M, que recorre la unidad de turbina 6.
Los álabes directores 14 sirven, por el contrario, para la
conducción de la corriente del medio de trabajo M entre,
respectivamente, dos series de álabes de rodete o dos coronas de
álabes de rodete sucesivas, visto en el sentido de la corriente del
medio de trabajo M. Un par sucesivo, constituido por una corona de
álabes directores 14 o por una serie de álabes directores y por una
corona de álabes de rodete 12 o por una serie de álabes de rodete,
se denomina en este caso como etapa de la turbina.
Cada álabe director 14 presenta una plataforma
18, que está dispuesta sobre la carcasa interna 16 de la unidad de
turbina 6 como elemento de pared, para llevar a cabo la fijación del
correspondiente álabe director. En este caso, la plataforma 18 es
un elemento de construcción que está sometido a una solicitación
térmica comparativamente fuerte -así como también los álabes de la
turbina 12, 14-. Cada álabe de rodete 12 está fijado de manera
análoga sobre el árbol de turbina 8 por medio de una plataforma 19,
que se denomina también como pie del álabe.
Entre las plataformas 18, que están dispuestas a
una cierta distancia mutua, de los álabes directores 14 de dos
series contiguas de álabes directores se ha dispuesto
respectivamente un anillo de guía 21 sobre la carcasa interna 16 de
la unidad de turbina 6. La superficie externa de cada anillo de guía
21 está sometida igualmente al medio de trabajo M caliente, que
recorre la unidad de turbina 6 y se encuentra a una cierta
distancia, en dirección radial, con respecto al extremo externo de
los álabes de rodete 12, situados frente a la misma, por medio de
un intersticio. Los anillos de guía 21, que están dispuestos entre
las series contiguas de los álabes directores, sirven en este caso,
de manera especial, como elementos de cobertura, que protegen a la
carcasa interna 16 o a otras piezas postizas de la carcasa contra
una solicitación excesiva por parte del medio de trabajo M, que
recorre la turbina 6.
La cámara de combustión 4 se ha configurado en
el ejemplo de realización como una cámara de combustión denominada
anular, en la que desemboca una pluralidad de quemadores 10, en una
cámara de combustión común, cuyos quemadores están dispuestos
alrededor del árbol de turbina 8 en la dirección periférica. Con
esta finalidad, la cámara de combustión 4 está configurada en su
conjunto como estructura anular, que está posicionada alrededor del
árbol de turbina 8.
Con objeto de conseguir un rendimiento
comparativamente elevado, la cámara de combustión 4 está proyectada
para una temperatura comparativamente elevada del medio de trabajo
M, comprendida entre aproximadamente 1.000ºC y 1.600ºC. Con objeto
de posibilitar una duración de funcionamiento comparativamente
prolongada incluso en el caso de estos parámetros de funcionamiento
que son desfavorables para los materiales, los álabes de rodete 12
presentan - como se ha representado en la figura 2 - un elemento
para la protección contra el calor 22, que está dispuesto en la
zona del borde anterior. Cada uno de los elementos para la
protección contra el calor 22, que están dispuestos sobre los
álabes de rodete 12, está equipado por el lado del medio de trabajo
con una capa de protección especialmente estable frente al calor,
tal como por ejemplo de cerámica, o está fabricado con un material
estable a las temperaturas
elevadas.
elevadas.
Tal como se ha representado en la figura 2, el
álabe para turbina 12, 14 está dotado en la zona del borde anterior
con una pluralidad de canales de refrigeración secundarios 24. Los
canales de salida 28, que están aplicados igualmente en la zona del
borde anterior del álabe para turbina 12, 14 y que penetran en un
canal de refrigeración principal 26, sirven como elementos de
fijación para el elemento para la protección contra el calor 22,
además de servir como guía para el medio de refrigeración K. El aire
de refrigeración K, que es empleado preferentemente como medio de
refrigeración K, fluye a través de los canales de refrigeración
secundarios 24 hasta el recinto intermedio, que está formado entre
la superficie externa 32 del cuerpo de base del álabe 30 y la
superficie interna 34 del elemento para la protección contra el
calor 22 como consecuencia de la elevada presión que reina en el
canal de refrigeración principal 26 del cuerpo de base del álabe 30,
y fluye así mismo a través de los canales de salida 28 del elemento
para la protección contra el calor 22, formando el aire de
refrigeración K, que escapa de los canales de salida 28, una capa
delgada protectora entre el medio de trabajo M y la superficie
externa 36 del elemento para la protección contra el calor 22. Por
el contrario, el aire de refrigeración K, que se escapa por los
canales de refrigeración secundarios 24 del cuerpo de base del
álabe 30 fluye contra la superficie interna 34 del elemento para la
protección contra el calor 22 y lo refrigera por medio del efecto
de refrigeración por impacto, que se genera de este modo.
Las figuras 3 y 4 muestran al elemento para la
protección contra el calor 22 respectivamente en dos vistas en
sección diferentes, viéndose por medio de la sección longitudinal
del elemento para la protección contra el calor 22, que está
representada en la figura 3, que los canales de salida 28 están
dispuestos sucesivamente visto en la dirección longitudinal del
elemento para la protección contra el calor 22 y cada canal de
salida 28 discurre desde la superficie externa 36 del elemento para
la protección contra el calor 22 hasta su superficie interna 34.
Los canales de salida 28 pueden estar dispuestos en el centro, en
posición vertical con respecto a la dirección longitudinal del
elemento para la protección contra el calor 22 -como se muestra en
la figura 4-.
Tal como puede verse de manera especial por
medio de la representación en la figura 5, el elemento para la
protección contra el calor 22 presenta una forma que está adaptada
al perfil del cuerpo de base del álabe 30 en la zona del borde
anterior. De este modo se consigue, entre otras cosas, que el álabe
de la turbina 12, 14 presente una forma optimizada desde el punto
de vista hidrodinámico incluso tras la aplicación del elemento para
la protección contra el calor 22 sobre el cuerpo de base del álabe
30. Por otra parte, un elemento para la protección contra el calor
22, arqueado de este modo, provoca una distancia constante entre la
superficie interna 34 del elemento para la protección contra el
calor 22 y la superficie externa 32 del cuerpo de base del álabe
30, con lo cual se posibilita una refrigeración especialmente
efectiva en esta zona. El aire de refrigeración K, que se requiere
para llevar a cabo la refrigeración, fluye en este caso desde el
canal de refrigeración principal 26 del álabe de la turbina 12, 14
a través de los canales de refrigeración secundarios 24 y de los
canales de salida 28, con lo cual se forma una capa delgada de
refrigeración sobre la superficie externa 36 del elemento para la
protección contra el calor 22 como consecuencia del aire de
refrigeración K, que escapa por el canal de salida 28 y del medio
de trabajo M, que fluye en la unidad de turbina 6. La refrigeración
de la superficie interna 34 del elemento para la protección contra
el calor 22 y la superficie externa 32 del cuerpo de base del álabe
30 en la zona del borde anterior del álabe de la turbina 12, 14 se
lleva a cabo por medio del escape del aire de refrigeración K a
partir de los canales de refrigeración secundarios 24, siendo
refrigerada de manera especialmente efectiva la superficie interna
34 del elemento para la protección contra el calor 22 por medio del
efecto de refrigeración por impacto, que se presenta en este
caso.
Con objeto de alcanzar, dentro de lo posible,
una refrigeración por impacto en cada una de las zonas, que son
barridas por la corriente del aire de refrigeración K, sobre la
superficie interna 34 del elemento para la protección contra el
calor 22, se han dispuesto los canales de refrigeración secundarios
24 de manera preferente de tal modo, que el aire de refrigeración
K, que sale de los canales de refrigeración secundarios 24, incide
perpendicularmente sobre la superficie interna 34 del elemento para
la protección contra el calor 22. La distancia comprendida entre el
elemento para la protección contra el calor 22 y el cuerpo de base
del álabe 30 se ha elegido en este caso, de manera preferente, de
tal manera, que se provoque un contacto íntimo entre el aire de
refrigeración K y la superficie de impacto por medio de una
velocidad de flujo suficientemente elevada del medio de
refrigeración K cuando incide sobre la superficie interna 34 del
elemento para la protección contra el calor 22 y, de este modo, se
establece un efecto de refrigeración por impacto.
En la figura 6 se ha representado una
configuración especialmente conveniente del álabe de la turbina 12,
14 con el elemento para la protección contra el calor 22 de
conformidad con la invención. En este caso se ha integrado el
elemento para la protección contra el calor 22 en la zona del borde
anterior del cuerpo de base del álabe 30, con lo cual se mantiene
constante, de manera ventajosa, la forma externa original del álabe
de la turbina 12, 14. Por consiguiente, no se modifica el diseño
aerodinámico de la turbomáquina, con lo que se impide una
disminución del rendimiento de la turbina de gas, por ejemplo como
consecuencia de las formaciones de torbellinos sobre los bordes
externos con ocasión de un elemento para la protección contra el
calor 22, aplicado externamente sobre el cuerpo de base del álabe
30.
El intersticio, que se requiere para la
generación de la refrigeración por impacto, entre el elemento para
la protección contra el calor 22 y el cuerpo de base del álabe 30 se
consigue en esta forma especial de realización del álabe de la
turbina 12, 14, porque el elemento para la protección contra el
calor 22 está aplicado sobre una escotadura 38, existente en el
cuerpo de base del álabe 30. De este modo se forma la superficie
externa del álabe de la turbina 12, 14, que penetra en el canal de
flujo de la turbina de gas, en parte por medio de la superficie
externa del elemento para la protección contra el calor 22.
Los extremos libres del elemento para la
protección contra el calor 22, de conformidad con la figura 5, están
conformados formando nivel sobre las paredes del álabe formadas por
el cuerpo de base 30, en el caso de la configuración de conformidad
con la figura 6, para conseguir una superficie exenta de rellenos
del álabe de la turbina 12, 14. En este caso la parte del cuerpo de
base 30, que se encuentra situada frente al elemento para la
protección contra el calor 22 está rebajada, de tal manera, que la
zona marginal del elemento para la protección contra el calor 22
está unida con el cuerpo del álabe.
Claims (7)
1. Álabe para turbina (12, 14), de manera
especial para el empleo en una turbina de gas (2), con un cuerpo de
base del álabe (30), cuya superficie externa (32) está dotada en la
zona del borde anterior con un elemento para la protección contra
el calor (22), que está dispuesto por delante del anterior a una
cierta distancia, y presenta una pluralidad de canales de
refrigeración secundarios (24) que se derivan de un canal de
refrigeración principal (26) que está configurado dentro del cuerpo
de base del álabe (30), cuyos canales de refrigeración secundarios
desembocan en la zona del borde anterior del cuerpo de base del
álabe (30) en orificios de salida, caracterizado porque el
elemento para la protección contra el calor presenta una pluralidad
de canales de salida (28) que discurren desde el canal de
refrigeración principal (26) hasta la superficie externa (36) del
elemento para la protección contra el calor (22).
2. Álabe para turbina (12, 14) según la
reivindicación 1, cuyo elemento para la protección contra el calor
(22) presenta una forma adaptada a la del perfil del álabe en la
zona del borde anterior del cuerpo de base del álabe (30).
3. Álabe para turbina (12, 14) según la
reivindicación 1 o 2, cuyo elemento para la protección contra el
calor (22) está fabricado con un material que es comparativamente
más resistente a la temperatura que el del cuerpo de base del álabe
(30).
4. Álabe para turbina (12, 14) según una de las
reivindicaciones 1 a 3, en el que el elemento para la protección
contra el calor (22) está dispuesto a una distancia de 3 mm, como
máximo, con respecto al cuerpo de base del álabe (30).
5. Álabe para turbina (12, 14) según una de las
reivindicaciones 1 a 4, en el que los canales de refrigeración
secundarios (24) están dispuestos de una manera esencialmente
orientada perpendicularmente con respecto a la superficie de la
pared interna (34) del elemento para la protección contra el calor
(22).
6. Álabe para turbina (12, 14) según una de las
reivindicaciones 1 a 5, en el que el elemento para la protección
contra el calor (22) está unido en su zona marginal con el cuerpo de
base del álabe (30).
7. Turbomáquina térmica, especialmente turbina
de gas (2), con una pluralidad de álabes de turbina (12, 14) según
una de las reivindicaciones 1 a 6.
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US4026659A (en) * | 1975-10-16 | 1977-05-31 | Avco Corporation | Cooled composite vanes for turbine nozzles |
JPS5390509A (en) * | 1977-01-20 | 1978-08-09 | Koukuu Uchiyuu Gijiyutsu Kenki | Structure of air cooled turbine blade |
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