ES2341897T3 - Disposicion de turbina y procedimiento de enfriamiento de un aro de refuerzo ubicado en la planta de un alabe de turbina. - Google Patents
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Abstract
Disposición de turbina con un rotor (9) y un estator (19) que rodea el rotor (9) para formar un trayecto de flujo para gases de combustión calientes y a presión entre el rotor (9) y el estator (19), en la que el rotor (9) define una dirección radial y una dirección circunferencial y comprende álabes (13) de turbina que se extienden en la dirección radial a través del trayecto de flujo hacia el estator (19) y que tienen anillos (25) de refuerzo ubicados en sus puntas y en la que el estator (19) comprende una sección (27) de pared a lo largo de la que se mueven los anillos (25) de refuerzo cuando el rotor (9) está girando, en la que al menos una tobera (39) supersónica está ubicada en la sección (27) de pared y está conectada a un elemento (3) que proporciona fluido de enfriamiento y ubicada de tal modo que proporciona un flujo (46) de fluido de enfriamiento supersónico hacia el aro (25) de refuerzo, caracterizada porque la al menos una tobera (39) supersónica forma un ángulo con respecto a la dirección radial hacia la dirección circunferencial en una orientación tal, que el flujo (46) de fluido de enfriamiento supersónico tiene una componente de flujo paralela a la dirección (48) de movimiento del aro de refuerzo.
Description
Disposición de turbina y procedimiento de
enfriamiento de un aro de refuerzo ubicado en la punta de un álabe
de turbina.
La presente invención se refiere a una
disposición de turbina con un rotor y un estator que rodea el rotor
para formar un trayecto de flujo para gases de combustión calientes
y a presión entre el rotor y el estator, comprendiendo el rotor
álabes de turbina que se extienden en una dirección sustancialmente
radial a través del trayecto de flujo hacia el estator y que tienen
un aro de refuerzo ubicado en sus puntas. Además, la invención se
refiere a un procedimiento de enfria-
miento de un aro de refuerzo ubicado en la punta de un álabe de turbina de un rotor mientras que el rotor está girando.
miento de un aro de refuerzo ubicado en la punta de un álabe de turbina de un rotor mientras que el rotor está girando.
Los anillos de refuerzo en el extremo externo
radial de álabes de turbina de gas se usan para sellar el hueco
entre la punta del álabe de turbina y el estator de turbina que
rodea el álabe de turbina. Con esta medida se reduce un flujo de
escape a través del hueco entre la punta y el estator. Un aro de
refuerzo típico se extiende en la dirección circunferencial del
rotor y en la dirección axial del rotor a lo largo de una longitud
sustancial del álabe de turbina, en particular a lo largo de toda su
longitud axial, es decir por un área amplia de la pared interna del
estator. Para mejorar la capacidad de sellado del aro de refuerzo
puede haber uno o más nervios de sellado, denominados a veces
también aletas, que se extienden desde una parte de plataforma del
aro de refuerzo hacia la pared interna del estator.
Puesto que los anillos de refuerzo, como las
demás piezas de los álabes de turbina, están expuestos al gas
caliente de combustión a presión que fluye a través del trayecto de
flujo entre el estator y el rotor se pretende enfriar de manera
suficiente los anillos de refuerzo para prolongar su vida útil. En
el documento US 2007/071593 A1 se describe una disposición de
enfriamiento en la que se expulsa aire de los orificios en el
estator hacia la plataforma del aro de refuerzo para realizar un
enfriamiento por choque del aro de refuerzo.
El documento EP 1 083 299 A2 describe una
turbina de gas con un estator y un rotor desde el que los álabes de
turbina se extienden hacia el estator. En la punta externa radial de
un álabe de turbina está ubicado un aro de refuerzo que se dirige
hacia una estructura de sello de panal en la pared interna del
estator. Aire de enfriamiento se expulsa de una abertura en la
pared de estator al interior del hueco entre el aro de refuerzo y
la pared de estator directamente aguas arriba de la estructura de
sello de panal.
Por el documento GB 2 409 247 A se conoce una
disposición de sello, en la que se proporciona una tobera para
chocar contra un aro de refuerzo opuesto de un álabe de turbina,
proporcionando la tobera un flujo de fluido inclinado hacia un lado
de presión superior o inferior o perpendicular al aro de refuerzo.
El documento GB 2 409 247 A da a conocer las características del
preámbulo de las reivindicaciones 1 y 8.
En comparación con el estado de la técnica es un
objetivo de la presente invención proporcionar una disposición de
turbina mejorada que incluye un estator y un rotor con álabes de
turbina que se extienden de manera sustancialmente radial desde el
rotor hacia el estator y que tienen anillos de refuerzo en sus
puntas. Además, es un segundo objetivo de la presente invención
proporcionar un procedimiento de enfriamiento de un aro de refuerzo
ubicado en la punta de un álabe de turbina de un rotor mientras que
el rotor está girando.
El primer objetivo se soluciona mediante una
disposición de turbina según la reivindicación 1. El segundo
objetivo se soluciona mediante un procedimiento de enfriamiento de
un aro de refuerzo según la reivindicación 8. Las reivindicaciones
dependientes contienen desarrollos adicionales de la invención.
Una disposición de turbina según la invención
comprende un rotor y un estator que rodea el rotor para formar un
trayecto de flujo para gases de combustión calientes y a presión
entre el rotor y el estator. El rotor define una dirección radial y
una dirección circunferencial y comprende álabes de turbina que se
extienden en la dirección radial a través del trayecto de flujo
hacia el estator y que tienen un aro de refuerzo ubicado en su
punta. El estator comprende una sección de pared a lo largo de la
que se mueve el aro de refuerzo cuando el rotor está girando. Al
menos una tobera supersónica está ubicada en la sección de pared y
conectada a un elemento que proporciona fluido de enfriamiento. La
tobera supersónica está ubicada para proporcionar un flujo de
fluido de enfriamiento supersónico hacia el aro de refuerzo. Además,
forma un ángulo con respecto a la dirección radial hacia la
dirección circunferencial en una orientación tal, que el flujo de
fluido de enfriamiento supersónico tiene una componente de flujo
paralela a la dirección de movimiento del aro de refuerzo. Una
tobera supersónica puede realizarse simplemente mediante una
sección transversal de tobera
convergente-divergente.
Con esta disposición el flujo hacia el aro de
refuerzo tendrá una velocidad muy alta. Este flujo se mezclará con
un escape de superposición a través del hueco radial entre el aro de
refuerzo y la pared interna del estator. Este escape tiene una
velocidad inferior en la dirección circunferencial que el flujo
supersónico que sale de la tobera supersónica. Por tanto, mezclando
el flujo de escape con el flujo supersónico el flujo supersónico
aumentará la velocidad circunferencial de la mezcla que llevará a
una velocidad relativa inferior en el marco de referencia de
rotación del aro de refuerzo, por lo que se aumenta la eficacia de
enfriamiento del enfriamiento del aro de refuerzo. Por el
contrario, la velocidad circunferencial relativa del aro de refuerzo
y el gas en el hueco entre el aro de refuerzo y el estator es alta
en las disposiciones de enfriamiento del estado de la técnica. Por
tanto, en tales disposiciones la fricción entre el gas y el aro de
refuerzo es alta y, como consecuencia, se aumenta la temperatura
del gas. Este aumento disminuye la capacidad de disipación térmica
desde el aro de refuerzo.
El elemento que proporciona fluido de
enfriamiento puede ser el compresor de la turbina de gas que también
suministra al sistema de combustión aire de combustión. El fluido
de enfriamiento es entonces sólo aire comprimido desde el
compresor. Por tanto, no es necesario un elemento adicional que
proporcione fluido de enfriamiento.
Un sello está ubicado de manera ventajosa en la
sección de pared a lo largo de la que se mueve el aro de refuerzo.
Este sello es en parte o completamente plano y la tobera supersónica
está ubicada en el sello plano o su sección plana si sólo es en
parte plano. Un sello (sección) plano de este tipo reduce la
fricción entre el flujo supersónico y la pared de estator en
comparación con los sellos que no son planos.
El sello en la pared del estator puede
comprender, en particular, una sección plana y una sección de panal
en el que la sección de panal está ubicada aguas arriba de la
sección plana. Mediante esta configuración puede aumentarse la
eficacia de sellado aguas arriba de la tobera supersónica sin
aumentar sustancialmente la fricción entre el flujo supersónico y
la pared de estator.
Además del flujo de fluido de enfriamiento
supersónico un chorro de choque puede dirigirse sobre el aro de
refuerzo. Para conseguirlo, una abertura de chorro de choque estaría
presente aguas arriba del sello en el estator. Esta abertura
estaría ubicada y orientada para proporcionar un chorro de choque
dirigido hacia el aro de refuerzo. Sin embargo, aunque no se
mencione explícitamente hasta el momento, el flujo supersónico que
sale de la tobera supersónica también puede chocar contra el aro de
refuerzo para proporcionar cierto grado de enfriamiento por choque.
Además, si la diferencia de presión entre el escape y el fluido de
enfriamiento desde el elemento que proporciona fluido de
enfriamiento es suficientemente alta, que puede ser el caso para
una segunda etapa de turbina o una etapa de turbina superior o para
una primera etapa de turbina con una pala de guiado de tobera
transónica, la abertura de chorro de choque también podría
implementarse para proporcionar un flujo de fluido de enfriamiento
supersónico con o sin una inclinación hacia la dirección
circunferencial del rotor.
En el procedimiento de enfriamiento según la
invención de un aro de refuerzo ubicado en la punta de un álabe de
turbina de un rotor mientras que el rotor está girando se
proporciona un flujo de fluido de enfriamiento supersónico que
tiene una componente en su dirección de flujo que es paralela a la
dirección de movimiento del aro de refuerzo del álabe de rotor
giratorio. Un flujo de fluido de enfriamiento supersónico de este
tipo se mezclaría con un flujo de escape que fluye en la dirección
sustancialmente axial del rotor a través del hueco entre el aro de
refuerzo y la pared interna del estator. La mezcla del flujo de
fluido de enfriamiento supersónico y el flujo de escape tendría,
como consecuencia, una componente de velocidad circunferencial que
disminuye la velocidad relativa entre el aro de refuerzo y el flujo
de gas a través del hueco. La reducción de velocidad en el marco de
referencia de la turbia lleva a un calentamiento reducido del gas en
el hueco mediante el movimiento del rotor rotatorio y por tanto a
una eficacia de enfriamiento mejorada puesto que el calentamiento
del gas mediante el movimiento significaría una capacidad reducida
para disipar calor desde el propio aro de refuerzo.
Además, el flujo de fluido de enfriamiento
supersónico puede tener una componente radial que permita hacer que
choque contra el aro de refuerzo para proporcionar cierto grado de
enfriamiento por choque.
Características, propiedades y ventajas
adicionales de la presente invención se aclararán a partir de la
siguiente descripción de realizaciones en conjunción con los
dibujos adjuntos.
La figura 1 muestra un motor de turbina de gas
en una vista muy esquemática.
La figura 2 muestra una primera realización de
la disposición de turbina según la invención en una sección a lo
largo de la dirección axial del rotor.
La figura 3 muestra que la disposición de
turbina de la figura 1 es una sección a lo largo de la dirección
radial del rotor.
La figura 4 muestra una segunda realización de
la disposición de turbina según la invención en una sección a lo
largo de la dirección axial del rotor.
La figura 1 muestra, en una vista muy
esquemática, un motor 1 de turbina de gas que comprende una sección
3 de compresor, una sección 5 de cámara de combustión y una sección
7 de turbina. Un rotor 9 se extiende a través de todas las
secciones y comprende, en la sección 3 de compresor, filas de álabes
11 de compresor y, en la sección 7 de turbina, filas de álabes 13
de turbina que pueden equiparse con anillos de refuerzo en sus
puntas. Entre filas adyacentes de álabes 11 de compresor y entre
filas adyacentes de álabes 13 de turbina filas de palas 15 de
compresor y palas 17 de turbina, respectivamente, se extienden desde
un estator o carcasa 19 del motor 1 de turbina de gas radialmente
hacia el interior hacia el rotor 9.
En el funcionamiento del motor 1 de turbina de
gas se toma aire a través de una entrada 21 de aire de la sección 3
de compresor. El aire se comprime y conduce hacia la sección 5 de
cámara de combustión mediante los álabes 11 de compresor
rotatorios. En la sección 5 de cámara de combustión se mezcla el
aire con un combustible gaseoso o líquido y se quema la mezcla. El
gas de combustión caliente y a presión que resulta de quemar la
mezcla de combustible/aire se alimenta a la sección 7 de turbina.
En su camino a través de la sección 7 de turbina el gas caliente a
presión transfiere una fuerza motriz a los álabes 13 de turbina
mientras se expande y enfría, impartiendo de este modo un
movimiento rotacional al rotor 9 que acciona el compresor y un
consumidor, por ejemplo un generador para producir energía
eléctrica o una máquina industrial. El gas de combustión expandido
y enfriado abandona la sección 7 de turbina a través de un orificio
23 de salida.
Se describirá una primera realización de la
disposición de turbina según la invención con respecto a las figuras
2 y 3. Mientras que la figura 2 muestra una sección a través de la
disposición a lo largo de la dirección axial del rotor, la figura 3
muestra una sección de la disposición a lo largo de la dirección
radial del rotor. Las figuras muestran un álabe 13 de turbina con
un aro 25 de refuerzo ubicado en su punta, es decir su extremo
externo radial. Muestra además una sección 27 de pared del estator
19 (o carcasa) de la turbina. Un sello 29 plano está ubicado en la
superficie interna de la pared 27 interna en la que el aro 25 de
refuerzo está dirigido hacia la pared. El aro 25 de refuerzo está
equipado con aletas 31 que se extienden radialmente hacia fuera
desde una plataforma 33 de aro de refuerzo hacia el sello 29. Estas
aletas 31 proporcionan una función de sello de laberinto que reduce
la presión de un gas que fluye a través del hueco entre el aro 25 de
refuerzo y la pared 27. Se proporciona un canal 30 de enfriamiento
en una sección 32 aguas arriba de la pared 27 mediante el que un
chorro de choque puede desplazarse hacia una parte aguas arriba del
aro 25 de refuerzo.
La dirección principal de flujo de los gases de
combustión calientes y a presión se indica mediante la flecha 35 en
la figura 2. Una parte pequeña del flujo escapa a través del hueco
entre el aro 25 de refuerzo y la pared 27 del estator 19. Este
flujo de escape se indica mediante la flecha 37. Este flujo 37 de
escape se dirige principalmente paralelo a la dirección axial del
rotor 9. La presión del flujo de escape se reducirá mediante el
sello de laberinto.
Una tobera 39
convergente-divergente se proporciona en la pared 27
de estator. Esta tobera forma la tobera supersónica que conecta el
hueco entre el aro 25 de refuerzo y la pared 27 con una cámara 41 en
el otro lado de la pared 27. La cámara 41 está en conexión de flujo
con la salida de compresor y por tanto contiene aire comprimido
desde el compresor. El aire comprimido desde el compresor se conduce
a través de la cámara 41 a la tobera 39 supersónica y se expulsa
mediante la tobera hacia el aro 25 de refuerzo. Se consigue
velocidades aumentadas del fluido de enfriamiento mediante el uso
de la configuración convergente-divergente de la
tobera en la que se generan flujos supersónicos en la abertura 45
de salida de la tobera.
La tobera 39 está dispuesta en la sección 27 de
pared y el sello 29 plano de tal manera, que su abertura 45 de
salida se dirige hacia una cavidad 43 aguas abajo que se define
mediante el espacio entre las dos aletas 31 más aguas abajo. Por
tanto, el flujo de fluido de enfriamiento supersónico sale desde la
tobera 39 al interior de esta cavidad 43 aguas abajo en la que la
presión de gas ya se ha reducido mediante la acción de la aleta 31
que está ubicada aguas arriba de la cavidad. Por tanto se obtiene
una relación de alta presión usando aire de entrega de compresor de
alta presión para el suministro de fluido de enfriamiento a la
tobera 39.
La tobera 39 está inclinada con respecto a la
dirección radial del rotor 9, tal como puede observarse en la
figura 3. La inclinación es tal, que el flujo de fluido de
enfriamiento supersónico entra en el hueco entre el aro 25 de
refuerzo y la pared 27 con una componente de velocidad que es
paralela a la dirección 48 de movimiento de los anillos 25 de
refuerzo cuando el rotor está rotando. La dirección de flujo en la
abertura 45 de salida de la tobera se indica mediante la flecha 46.
Por tanto, el flujo de aire de enfriamiento supersónico se
arremolina previamente en la misma dirección que la rotación del
álabe 13 de rotor con el aro 25 de refuerzo.
En la abertura 45 de salida de la tobera
convergente-divergente el flujo será supersónico y
tendrá una velocidad muy alta. Este flujo de aire de enfriamiento
supersónico se mezclará con el flujo de escape que entra en el
hueco entre el aro 25 de refuerzo y la pared 27 a lo largo del
trayecto de flujo que se indica mediante la flecha 37. Este flujo
de escape tendrá una velocidad inferior en la dirección
circunferencial y por tanto será una fuente de fricción entre el
flujo 37 de escape y el aro 25 de refuerzo. Introduciendo el flujo
46 de fluido de enfriamiento supersónico con una dirección de
velocidad circunferencial se aumentará la velocidad de la mezcla de
aire de enfriamiento supersónico y flujo de escape en la dirección
circunferencial del rotor 9. La velocidad de flujo superior en la
dirección circunferencial proporcionará una temperatura relativa
inferior en el marco de referencia de rotación puesto que se reduce
la fricción y de este modo ayudará a enfriar el aro 25 de refuerzo.
También la estructura plana del sello 29 reduce la fricción,
concretamente entre el sello 29 y la mezcla de aire de enfriamiento
supersónico y flujo de escape.
Una segunda realización de la disposición de
turbina según la invención se muestra en la figura 4. La figura 4
muestra una sección a través del aro 25 de refuerzo y la pared 27
del estator que se toma a lo largo de la dirección axial del rotor
9. Los elementos que son idénticos a los elementos de la primera
realización se designan con los mismos números de referencia que en
la figura 2 y no se describirán de nuevo para evitar la
repetición.
La diferencia entre la primera realización
mostrada en las figuras 2 y 3 y la segunda realización mostrada en
la figura 4 consiste en el sello. Mientras que el sello en la
primera realización es un sello 29 plano simple, el sello en la
segunda realización es una combinación de una sección 129 de sello
plano y una sección 131 de sello de panal. Mientras que la sección
129 de sello plano está ubicada en una sección aguas abajo de la
pared dirigida hacia el aro 25 de refuerzo, la sección 131 de sello
de panal está ubicada en una sección aguas arriba de la pared
dirigida hacia el aro 25 de refuerzo. Con esta medida puede
aumentarse la eficacia de sellado del sello de laberinto. La
extensión de esta sección 131 de sello de panal cubre sólo el área
desde el borde 133 aguas arriba del aro de refuerzo hasta el
extremo posterior, como se observa en la dirección axial del rotor
9, de la aleta 31 ubicada lo más aguas arriba de todas las
aletas.
Esta segunda realización es particularmente
adecuada para su uso en conjunción con turbinas de gran tamaño. Sin
embargo, una sección de sello plano deberá rodear la tobera 39
convergente-divergente para proporcionar una
fricción reducida en comparación con un sello de panal y por tanto
para no reducir la velocidad del fluido en el hueco en la dirección
circunferencial del rotor 9. Por lo demás, la segunda realización no
difiere de la primera realización.
Aunque sólo se ha descrito una tobera 39
supersónica, las toberas supersónicas se distribuirán habitualmente
por toda la circunferencia de aquellas secciones de pared de estator
dirigidas hacia los anillos de refuerzo de los álabes de
turbina.
Claims (11)
1. Disposición de turbina con un rotor (9) y un
estator (19) que rodea el rotor (9) para formar un trayecto de
flujo para gases de combustión calientes y a presión entre el rotor
(9) y el estator (19), en la que el rotor (9) define una dirección
radial y una dirección circunferencial y comprende álabes (13) de
turbina que se extienden en la dirección radial a través del
trayecto de flujo hacia el estator (19) y que tienen anillos (25)
de refuerzo ubicados en sus puntas y en la que el estator (19)
comprende una sección (27) de pared a lo largo de la que se mueven
los anillos (25) de refuerzo cuando el rotor (9) está girando, en la
que al menos una tobera (39) supersónica está ubicada en la sección
(27) de pared y está conectada a un elemento (3) que proporciona
fluido de enfriamiento y ubicada de tal modo que proporciona un
flujo (46) de fluido de enfriamiento supersónico hacia el aro (25)
de refuerzo, caracterizada porque la al menos una tobera (39)
supersónica forma un ángulo con respecto a la dirección radial
hacia la dirección circunferencial en una orientación tal, que el
flujo (46) de fluido de enfriamiento supersónico tiene una
componente de flujo paralela a la dirección (48) de movimiento del
aro de refuerzo.
2. Disposición de turbina según la
reivindicación 1, caracterizada porque el fluido de
enfriamiento es aire comprimido y el elemento que proporciona
fluido de enfriamiento es un compresor (3) asociado a la
turbina.
3. Disposición de turbina según la
reivindicación 1 o la reivindicación 2, caracterizada porque
un sello (29, 129, 131) que es al menos en parte plano está ubicado
en la sección (27) de pared a lo largo de la que se mueve el aro de
refuerzo y la tobera supersónica está ubicada en el sello en la
parte en la que es plano.
4. Disposición de turbina según la
reivindicación 3, caracterizada porque el sello comprende una
sección (129) plana y una sección (131) de panal que está ubicada
aguas arriba de la sección (129) plana.
5. Disposición de turbina según la
reivindicación 3 o la reivindicación 4, caracterizada porque
una abertura (30) de chorro de choque está presente aguas arriba
del sello (29, 129, 131) en la sección (27) de pared que está
ubicada y orientada para proporcionar un chorro de choque dirigido
hacia el aro (25) de refuerzo.
6. Disposición de turbina según la
reivindicación 5, caracterizada porque la abertura (30) de
chorro de choque tiene una estructura para proporcionar un flujo de
fluido de enfriamiento supersónico.
7. Disposición de turbina según la
reivindicación 5 ó 6, caracterizada porque la abertura de
chorro de choque tiene una sección transversal de tobera
convergente-divergente.
8. Disposición de turbina según cualquiera de
las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque la
tobera (39) supersónica tiene una sección transversal de tobera
convergente-divergente.
9. Procedimiento de enfriamiento de un aro (25)
de refuerzo ubicado en la punta de un álabe (13) de turbina de un
rotor (9) mientras que el rotor (9) está girando, en el que el rotor
(9) define una dirección radial y una dirección circunferencial y
los álabes (13) de turbina se extienden en la dirección radial, en
el que un flujo de fluido de enfriamiento supersónico se
proporciona hacia el aro (25) de refuerzo, caracterizado
porque se proporciona el flujo de fluido de enfriamiento supersónico
con un ángulo con respecto a la dirección radial hacia la dirección
circunferencial, con una componente de flujo en su dirección (46) de
flujo que es paralela a la dirección (48) de movimiento del aro
(25) de refuerzo del álabe (13) de rotor giratoria.
10. Procedimiento según la reivindicación 9,
caracterizado porque el flujo de fluido de enfriamiento
supersónico se mezcla con flujo de fluido de enfriamiento y/o flujo
de gas de combustión procedente de una dirección aguas arriba en
referencia al álabe (13) de turbina.
11. Procedimiento según la reivindicación 9 o la
reivindicación 10, caracterizado porque el flujo de fluido
de enfriamiento supersónico tiene una componente radial que permite
que choque contra el aro (25) de refuerzo.
Applications Claiming Priority (1)
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|---|---|---|---|
| EP07012388A EP2009248B1 (en) | 2007-06-25 | 2007-06-25 | Turbine arrangement and method of cooling a shroud located at the tip of a turbine blade |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2341897T3 true ES2341897T3 (es) | 2010-06-29 |
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Family Applications (1)
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