ES2691073T3 - Rotor de turbina de gas - Google Patents

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ES2691073T3
ES2691073T3 ES14382102.3T ES14382102T ES2691073T3 ES 2691073 T3 ES2691073 T3 ES 2691073T3 ES 14382102 T ES14382102 T ES 14382102T ES 2691073 T3 ES2691073 T3 ES 2691073T3
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Jose Javier Alvarez Garcia
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Industria de Turbo Propulsores SA
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Abstract

Rotor de turbina de gas de un motor de turbina de gas, que comprende: una pluralidad de filas de rotores (21) adyacentes y axialmente espaciadas, incluyendo cada una de dichas filas de rotores: un disco del rotor (20) que incluye un núcleo del disco (30) interior anular, un borde del disco (32) exterior anular, un cuello del disco (31) anular que conecta dicho núcleo y dicho borde, y unas raíces de álabes rotativos (25B) en la periferia de dicho borde; una pluralidad de álabes rotativos (23) conectados a dichos discos en dichas raíces de los álabes; una pluralidad de acanaladuras (34) en el fondo de dichas raíces de los álabes que forman conductos para el paso de refrigerante por su interior; unos brazos de transmisión anulares frontal y trasero del disco (50-51) que se extienden axialmente hacia delante y hacia atrás de dicho disco respectivamente; unas bridas de conexión anulares frontal y trasera (52-53) que se extienden radialmente hacia el interior situadas en los extremos axiales de dichos brazos de transmisión frontal y trasero del disco respectivamente; una cavidad interna anular de la turbina (44) que se extiende radialmente hacia el interior de dicho disco, dichos brazos de conexión y dichas bridas de conexión del disco; un escudo térmico (60) anular que rodea la cara frontal de dicha fila de rotores, separado de dicho brazo de transmisión frontal del disco (50) y de la cara frontal de dicho disco, formando un conducto del refrigerante del escudo térmico (43) de forma anular, e incluyendo una brida de conexión del escudo térmico (61) que se extiende radialmente hacia el interior y que se une a dichas bridas de conexión (52-53) de dichas filas de rotores adyacentes situándose en posición axial intermedia de las mismas; unos primeros medios para pasar el flujo de refrigeración del disco (71) desde dicha cavidad interna de la turbina (44) a dicho conducto del refrigerante del escudo térmico (43); unos segundos medios para restringir un área de restricciones del flujo de acanaladura (80) y controlar el flujo de refrigeración de acanaladura (75) a través de dichas acanaladuras (34) a valores predeterminados; unos terceros medios para restringir un área de restricciones del flujo de escudo térmico (82) y controlar el flujo de refrigeración del disco (71) a través de dicho conducto del refrigerante del escudo térmico (43), en el cual dicho flujo está establecido de forma predeterminada para ser mayor que el flujo de refrigeración de acanaladura (75); y el rotor de turbina de gas caracterizado por que comprende una holgura de borde de escudo térmico (81) entre el extremo radial de dicho escudo térmico (60) y la cara frontal de dicho disco del rotor (20), que presente un área sustancialmente mayor que el área de las restricciones del flujo de ranura (80) y un área sustancialmente mayor que el área de las restricciones del flujo de escudo térmico (82), en la cual el flujo de fuga de borde del escudo térmico (76) a través de dicha holgura de borde de escudo térmico (81) está formado por dicho flujo de refrigeración del disco (71) menos dicho flujo de refrigeración de acanaladura (75); mediante los cuales las variaciones de área de dicha holgura de borde de escudo térmico (81) no afectan al flujo a través de dicho conducto de refrigerante del escudo térmico (43) ni a dicho flujo de refrigeración de acanaladura (75) y mediante los cuales el flujo de fuga de borde del escudo térmico (76) a través de dicha holgura de borde de escudo térmico (81) es siempre en sentido de salida desde el conducto del refrigerante del escudo térmico (43).

Description

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DESCRIPCIÓN
Rotor de turbina de gas Sector de la técnica
La presente invención se refiere a un motor de turbina de gas y, específicamente, a un rotor de turbina que posee un miembro sellante que apantalla y refrigera las caras de un disco del rotor y los brazos de transmisión del mismo con gas frío dedicado sangrado de alguna etapa del compresor.
Estado de la técnica
Es suficientemente conocido que el rendimiento y la potencia obtenida de un motor de turbina de gas se puede incrementar mediante un aumento de la temperatura de operación de la turbina. Sin embargo, desde el punto de vista práctico, la temperatura de operación de la turbina se encuentra restringida por limitaciones de temperatura de los elementos que componen la misma. Se han obtenido ciertos aumentos de rendimiento y potencia mediante el desarrollo y utilización de nuevos materiales capaces de soportar temperaturas mayores. Sin embargo, estos nuevos materiales tampoco son capaces de soportar las temperaturas tan extremadamente elevadas que se desean en las turbinas de gas modernas. En consecuencia, varias configuraciones basadas en la utilización de un escudo térmico se han usado para mantener los elementos estructurales de la turbina a temperaturas a las cuales los materiales tengan una resistencia adecuada para resistir las cargas impuestas durante la operación de la turbina. Estas configuraciones de escudo térmico se utilizan para apantallar y proteger a los discos de los rotores y a la estructura de interconexión de los mismos de los productos de combustión de alta temperatura que mueven la turbina y para dirigir el gas de refrigeración a los elementos estructurales. En este sentido pueden citarse como antecedentes los siguientes documentos: US3056579A, US3343806A, US4088422A, US4526508A, US4730982A, US5816776A, US6283712B1, US6655920B2, US2002187046A1, US2012060507A1 y US2013039760A1.
El gas de refrigeración se obtiene generalmente de sangrados realizados al compresor. Como las prestaciones del motor se reducen cuando se sangra gas del mismo, es imperativo que el gas de refrigeración se utilice de forma eficiente para que la disminución en rendimiento del motor causado por el sangrado de gas no sea mayor que el aumento de rendimiento resultante del aumento de la temperatura de operación de la turbina. Esto significa que tales configuraciones de escudo térmico deben ser eficientes desde el punto de vista de minimizar la cantidad de gas de refrigeración que se requiere para refrigerar los elementos estructurales de forma satisfactoria.
La complejidad de la geometría del escudo térmico y de los elementos del disco y el amplio rango de temperaturas y de gradientes de temperatura que tienen lugar en el medio que rodea a estos elementos hace que el sellado de los elementos sea una tarea difícil de conseguir. Las configuraciones clásicas existentes de configuraciones de escudo térmico confían en que se realice un sellado eficiente de los conductos de refrigerante formados entre el escudo térmico y el disco. El comportamiento del sistema de refrigeración es muy sensible al área de estas fugas, ya que un aumento en flujo de fuga implica una reducción de flujo de refrigeración disponible.
El documento FR2973433A1 muestra un rotor de turbina para una turbo máquina de baja presión, que tiene un disco aguas arriba y un disco aguas abajo dispuestos coaxialmente e interconectados mediante una pestaña. Los discos tienen palas cuyas bases están enganchadas en ranuras que se forman en la periferia de los discos. Una pestaña anular se monta entre los discos y alrededor de la pestaña para la retención axial de las palas montadas en el disco aguas abajo. Una unidad de cojinetes radial soporta un extremo aguas abajo de la pestaña del disco aguas abajo para evitar la desviación de la pestaña del disco aguas abajo durante la operación.
Breve Descripción de la Invención
Una sección de turbina de un motor de turbina de gas que incluye una fila de rotores y una fila de estátores de álabes. Cada fila de rotores tiene una pluralidad de álabes rotativos conectados a un disco del rotor en las raíces de los álabes. Cada fila de estátores tiene una pluralidad de álabes estáticos unidos a un soporte del sello que soporta una superficie de sellado abrasiva. El disco del rotor incluye unos brazos de transmisión que típicamente se extienden axialmente hacia delante y hacia atrás del disco e incluyen bridas de conexión en sus extremos.
Un escudo térmico que incluye una brida de conexión en su sección frontal conectada a las bridas de discos adyacentes y que tiene al menos un cuchillo que forma un sello de laberinto con la superficie de sellado del estator. El escudo térmico se extiende hacia atrás desde la región de la brida rodeando la superficie exterior del disco y del brazo de transmisión, pero dejando un cierto espacio anular predeterminado entre el escudo térmico y el disco o el brazo de transmisión, el cual define el conducto del refrigerante del escudo térmico.
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En una configuración preferida de la presente solicitud, el flujo de refrigeración del disco procedente de la cavidad interna de la turbina se dirige hacia rebajes en las bridas de conexión que comunican la cavidad interna de la turbina con el conducto del refrigerante del escudo térmico. El flujo de refrigeración del disco protege al disco y al brazo de transmisión frontal del disco frente a ingestión de gas caliente procedente del flujo principal del motor. La cantidad de flujo de refrigeración del disco se controla, en la configuración preferida, mediante ranuras realizadas en el resalte de centrado del escudo térmico, que se sitúa en el conducto del refrigerante del escudo térmico, que actúan como restricciones del flujo de escudo térmico.
Una porción del flujo de refrigeración del disco se dirige hacia acanaladuras en el disco por debajo de cada una de las raíces de los álabes, en la zona de conexión al disco, refrigerando en consecuencia el borde del disco, y disco flujo se controla en la configuración preferida mediante orificios en las chapas fijadoras de retención axial de los álabes, situadas al final de dichas acanaladuras, las cuales actúan como restricciones del flujo de acanaladura.
La porción restante del flujo de refrigeración del disco sale al exterior a través de una holgura formada por el borde exterior del escudo térmico y la cara frontal del disco, que refrigera en consecuencia la cara frontal del disco y la cavidad del cuello de los álabes sobre la zona del radio exterior del disco.
El área de la holgura se establece que sea al menos tres veces mayor que el área de las restricciones del flujo de escudo térmico y también tres veces mayor que el área de los orificios de descarga en las chapas fijadoras, lo cual implica que la presión en la cavidad interna del escudo térmico en la zona del borde, antes de entrar en las acanaladuras del disco sea prácticamente la misma que la presión en la cavidad trasera de álabes estáticos a la salida de la holgura de borde de escudo térmico y que variaciones en el área de la holgura de borde no afecten ni al flujo de refrigeración del disco ni al flujo de refrigeración de acanaladura.
El área de las restricciones del flujo de escudo térmico se establece con el fin de que suministren una cantidad de flujo predeterminada mayor que la que suministra el área de las restricciones del flujo de acanaladura, teniendo en consideración la peor combinación posible de tolerancias extremas de área de las restricciones, que tendría lugar cuando se tuviera simultáneamente el área mínima de tolerancias de las restricciones del flujo de escudo térmico and el área máxima de tolerancias de las restricciones del flujo de acanaladura. Esta combinación asegura flujo de salida, en todo momento hacia el exterior, a través de la holgura del borde del escudo térmico, previniendo, en consecuencia, la ingestión de gas caliente externo hacia el conducto del refrigerante del escudo térmico.
Breve Descripción de los Dibujos
La FIG. 1 muestra una vista de un corte meridional de un motor de turbina de gas de flujo axial.
La FIG. 2 muestra una vista de un corte meridional de una parte de una sección de turbina de un motor de turbina de gas de flujo axial que incluye una etapa de turbina y un escudo térmico de la invención.
La FIG. 3 muestra una vista de un despiece en perspectiva de una porción circunferencial de un escudo térmico y las bridas de dos discos adyacentes, ilustrando la alimentación de refrigerante a través de un rebaje en la brida del escudo térmico, de un área suficientemente grande para no ser restrictiva para el flujo, y unas restricciones del flujo de escudo térmico situadas en la extensión trasera del escudo térmico.
La FIG. 4 muestra una vista de un despiece en perspectiva de una configuración alternativa a la mostrada en la FIG. 3, e ilustra una alimentación del refrigerante a través de unas restricciones del flujo de escudo térmico situadas en la brida del escudo térmico y una ranura de área suficientemente grande para que no afecte al flujo situada en la extensión trasera del escudo térmico.
La FIG. 5 muestra una vista de un despiece en perspectiva de una configuración alternativa a la mostrada en la FIG. 3 e ilustra una alimentación del refrigerante a través de unas restricciones del flujo de escudo térmico situadas en la brida trasera del disco y una ranura de área suficientemente grande para que no afecte al flujo situada en la extensión trasera del escudo térmico.
En estas figuras, se hace referencia a los siguientes elementos:
10. motor de turbina de gas
11. toma dinámica
12. fan
13. compresor de presión intermedia
14. compresor de alta presión
15. cámara de combustión
16. turbina de alta presión
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17. turbina de presión intermedia
18. turbina de baja presión
19. tobera de salida
20. disco del rotor
21. fila de rotores
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22. fila de estátores
23. álabes rotativos
24. plataformas de álabes rotativos
25A. cuellos de álabes rotativos
25B. raíces de álabes rotativos
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26. álabes estáticos
27. plataformas de álabes estáticos
28. soporte del sello
29. superficie de sellado
30. núcleo del disco
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31. cuello del disco
32. borde del disco
33. chapas fijadoras
34. acanaladuras
40. cavidad frontal de álabes estáticos
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41. cavidad trasera de álabes estáticos
43. conducto del refrigerante del escudo térmico
44. cavidad interna de la turbina
45. ranuras de alimentación del refrigerante
46. cavidad frontal del borde del disco
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50. brazo de transmisión frontal del disco
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51. brazo de transmisión trasero del disco
52. brida de conexión frontal del disco
53. brida de conexión trasera del disco
60. escudo térmico
61. brida de conexión del escudo térmico
62. conjunto tornillo-tuerca
63. cuchillos
70. flujo principal del motor
71. flujo de refrigeración del disco
73. ingestión de gas caliente en el frontal del disco
74. flujo saliente de sellado de borde frontal del disco
75. flujo de refrigeración de acanaladura
76. fuga de borde del escudo térmico
77. fuga del sello de laberinto
78. ingestión de gas caliente en la trasera del disco
79. flujo saliente de sellado de borde trasero de disco
80. restricciones del flujo de acanaladura
81. holgura de borde de escudo térmico
82. restricciones del flujo de escudo térmico
84. resalte de centrado frontal del escudo térmico
85. resalte de centrado frontal del disco
86. resalte de centrado trasero del escudo térmico
87. resalte de centrado trasero del disco
89. rebaje del resalte de centrado trasero del escudo térmico
Descripción Detallada de la Invención
La FIG. 1 presenta una vista esquemática de un motor de turbina de gas, indicado de forma general como 10, y que incluye, secuencialmente en la dirección de alimentación del gas, una toma dinámica 11, un fan 12, un compresor de presión intermedia 13, un compresor de alta presión 14, una cámara de combustión 15, una turbina de alta presión 16, una turbina de presión intermedia 17, una turbina de baja presión 18 y una tobera de salida 19.
El motor de turbina de gas 10 funciona de una manera convencional, de forma que el gas que entra por la toma dinámica 11 es acelerado por el fan 12 que produce dos flujos de gas: un primer flujo de gas hacia el compresor de presión intermedia 13 y un segundo flujo de gas que proporciona empuje propulsivo. El compresor de presión intermedia 13 comprime el flujo de gas que lo atraviesa antes de suministrarlo al compresor de alta presión 14 donde tiene lugar una compresión adicional.
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El gas comprimido procedente del compresor de alta presión 14 se dirige hacia la cámara de combustión 15 donde se mezcla con un combustible y se realiza la combustión de dicha mezcla. Los productos calientes resultantes del proceso de combustión se expansionan entonces a través, y por tanto mueven, la turbina de alta presión 16, la turbina de presión intermedia 17y la turbina de baja presión 18, antes de ser expulsados a alta velocidad a través de la tobera de salida 19con el fin de producir empuje propulsivo adicional. La turbina de alta presión 16, la turbina de presión intermedia 17 y la turbina de baja presión 18, mueven el compresor de alta presión 14, el compresor de presión intermedia 13 y el fan 12 mediante ejes interconectados de forma adecuada.
La FIG. 2 presenta una vista esquemática aumentada de la turbina de baja presión 18 mostrada en la FIG. 1, que incluye la fila de rotores 21 y la fila de estátores 22 de una de las etapas intermedias de dicha turbina.
La fila de rotores 21 incluye una pluralidad de álabes rotativos 23 que se extienden radialmente hacia el exterior desde unas plataformas de álabes rotativos 24 que se extienden circunferencialmente y que se conectan a un disco del rotor 20 en unas raíces de álabes rotativos 25B que pueden tener típicamente la forma de abeto o cola de milano. Las plataformas de álabes rotativos 24 se conectan a unas raíces de álabe rotativo 25B mediante unos cuellos de álabes rotativos 25A circunferencialmente discontinuos que se extienden radialmente.
La fila de estátores 22 incluye una pluralidad de álabes estáticos 26 que se extienden radialmente hacia el exterior desde unas plataformas de álabes estáticos 27. Un soporte del sello 28 se extiende circunferencialmente y está unido a las plataformas de álabes estáticos 27 mediante un conjunto tornillo-tuerca. Una superficie de sellado 29 se extiende circunferencialmente y está formada de un material abrasivo de forma típica de panal de abeja que se encuentra unida al soporte del sello 28.
El disco del rotor 20 incluye un núcleo del disco 30 en la región interna del disco, un borde del disco 32 y un cuello del disco 31 que conecta las secciones del núcleo y del borde. El disco del rotor 20 incluye un brazo de transmisión frontal del disco 50 que se extiende axialmente hacia adelante desde el cuello del disco 31 y un brazo de transmisión trasero del disco 51 que se extiende axialmente hacia atrás desde el borde del disco 32. Una brida de conexión frontal del disco 52 que se extiende radialmente hacia el interior y una brida de conexión trasera del disco 53 se encuentran en el extremo del brazo de transmisión frontal del disco 50 y del brazo de transmisión trasero del disco 51 respectivamente. La FIG.2 muestra el brazo de transmisión trasero del disco 51 de forma parcial para la fila de rotores mostrada mientras que el resto mostrado del brazo de transmisión trasero del disco 51 pertenece a la fila de rotores precedente en la turbina. De igual forma, la brida de conexión trasera del disco se muestra para la fila de rotores precedente.
Un escudo térmico 60 rotativo que se extiende circunferencialmente incluye una brida de conexión del escudo térmico 61 que se extiende radialmente hacia el interior en su sección frontal y que puede ser unida, mediante un conjunto tornillo-tuerca 62, a la brida de conexión frontal del disco 52 y a la brida de conexión trasera del disco 53 del disco de la etapa de turbina precedente, estando situada entre ambas. Al menos un cuchillo 63 se extiende circunferencialmente y radialmente hacia el exterior alrededor de la sección de la brida de conexión del escudo térmico 61 y está axial y radialmente orientado para formar un sello de laberinto con la superficie de sellado 29.
El escudo térmico 60 se extiende axialmente hacia atrás desde la región de su brida de conexión frontal y después se curva para seguir radialmente hacia el exterior siguiendo la forma del disco del rotor 20, y formando anularmente un conducto del refrigerante del escudo térmico 43 entre la cara interna del escudo térmico y el brazo de transmisión frontal del disco 50, el cuello del disco 31, el borde del disco 32 y las raíces de álabes rotativos 25B.
Una pluralidad de chapas fijadoras 33 se montan alineadas circunferencialmente, cada una de ellas cubriendo al menos una sección de álabe de rotor, y se extienden radialmente hacia el exterior para acoplarse con las plataformas de álabes rotativos 24 y radialmente hacia el interior para acoplarse con el borde del disco 32. Las chapas fijadoras proporcionan retención axial de los álabes rotativos, restringiendo los movimientos axiales de las plataformas de álabes rotativos 24 relativos al borde del disco 32, y también formar una barrera física con el fin de prevenir las fugas del gas de más alta presión de la cavidad trasera de álabes estáticos 41, que es anular y esta situada aguas arriba de la cara frontal del disco del rotor 20, hacia la cavidad frontal de álabes estáticos 40, que es también anular y está situada aguas abajo de la cara trasera del disco del rotor 20, a través de las cavidades formadas entre cuellos de álabes rotativos 25A adyacentes, que son circunferencialmente discontinuos, y a través de las holguras existentes entre chapas fijadoras 33 adyacentes.
En la implementación mostrada esquemáticamente en la FIG. 2, un flujo de refrigeración del disco 71 procedente de una cavidad interna de la turbina 44 moja y refrigera las caras internas del disco del rotor 20 antes de dirigirse hacia unas ranuras de alimentación del refrigerante 45, circunferencialmente discontinuas y radialmente continuas, que están mecanizadas entre tornillos adyacentes en la brida de conexión del escudo térmico 61, la cual tiene forma lobulada. Las ranuras de alimentación del refrigerante 45 ponen la cavidad interna de la turbina 44 en comunicación fluida con el conducto del refrigerante del escudo térmico 43.
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El flujo de refrigeración del disco 71 fluye a través del conducto del refrigerante del escudo térmico 43 y protege el brazo de transmisión frontal del disco 50, el cuello del disco 31 y el borde del disco 32 de los gases de alta temperatura procedentes de la fuga del sello de laberinto 77 y de la ingestión de gas caliente en el frontal del disco 73 procedente del flujo principal del motor 70.
En la implementación mostrada esquemáticamente en la FIG. 2, la cantidad del flujo de refrigeración del disco 71 se controla a través del valor de área de las restricciones del flujo de escudo térmico 82. El flujo de refrigeración del disco 71 se divide en dos flujos cuando alcanza la cavidad frontal del borde del disco 46, el primero es una fuga de borde del escudo térmico 76 a través de una holgura de borde de escudo térmico 81 y el segundo un flujo de refrigeración de acanaladura 75 a través de las acanaladuras 34.
En una holgura de borde de turbina formada por el extremo trasero de las plataformas de álabes estáticos 27 y el extremo delantero de las plataformas de álabes rotativos 24, un flujo entrante de ingestión de gas caliente en el frontal del disco 73 y un flujo saliente de sellado de borde frontal del disco 74 concurren en diferentes posiciones circunferenciales y son inducidos por el campo circunferencial de presiones aerodinámicas del flujo principal del motor 70. De la misma forma, en la holgura de borde de turbina formada por el extremo trasero de las plataformas de álabes rotativos 24 y el extremo delantero de las plataformas de álabes estáticos 27, un flujo entrante de ingestión de gas caliente en la trasera del disco 78 y un flujo saliente de sellado de borde trasero de disco 79 concurren en diferentes posiciones circunferenciales y son inducidos por el campo circunferencial de presiones aerodinámicas del flujo principal del motor 70.
La fuga del sello de laberinto 77 está determinada por la relación de presiones entre la cavidad frontal de álabes estáticos 40 aguas arriba y la cavidad trasera de álabes estáticos 41 aguas abajo, la presión y la temperatura existentes en la cavidad frontal de álabes estáticos 40 aguas arriba y la holgura radial entre los cuchillos 63 y la superficie de sellado 29. El flujo neto en el borde de turbina aguas abajo de las plataformas de álabes estáticos 27 entre el flujo entrante de ingestión de gas caliente en el frontal del disco 73 y el flujo saliente de sellado de borde frontal del disco 74 está determinado por el equilibrio de flujo de la fuga del sello de laberinto 77 y cualquier otra fuga que pudiera existir hacia o desde la cavidad trasera de álabes estáticos 41. El flujo neto en el borde de turbina aguas abajo de las plataformas de álabes rotativos 24 entre el flujo entrante de ingestión de gas caliente en la trasera del disco 78 y el flujo saliente de sellado de borde trasero de disco 79 está determinado por el balance del flujo de refrigeración de acanaladura 75, la fuga del sello de laberinto 77 y cualquier otra fuga que pudiera existir hacia o desde la cavidad frontal de álabes estáticos 40.
Pequeñas cantidades del flujo de refrigeración de acanaladura 75, una gran cantidad de fuga del sello de laberinto 77 o una combinación de ambos efectos pueden dar lugar a un flujo saliente de sellado de borde trasero de disco 79 nulo con únicamente ingestión de gas caliente en la trasera del disco 78 hacia la cavidad frontal de álabes estáticos 40, lo cual conlleva un aumento indeseable de la temperatura del gas dentro de la cavidad frontal de álabes estáticos 40.
El flujo de refrigeración de acanaladura 75 es una porción del flujo de refrigeración del disco 71 que fluye a través de las acanaladuras 34 en el borde del disco 32, por debajo de cada una de las raíces de álabes rotativos 25B, refrigerando en consecuencia el borde del disco 32. La cantidad de flujo de refrigeración de acanaladura 75 se controla mediante restricciones del flujo de acanaladura 80 mecanizadas en forma de orificios en las chapas fijadoras 33.
La fuga de borde del escudo térmico 76 es la porción restante del flujo de refrigeración del disco 71 después de la extracción del flujo de refrigeración de acanaladura 75 y se expulsa radialmente a través de la holgura de borde de escudo térmico 81, que se extiende circunferencialmente y está formada por la cara interna del borde exterior radial del escudo térmico 60y la cara frontal del disco del rotor 20en la región de las raíces de álabe rotativo 25B. El área de la holgura de borde de escudo térmico 81 se establece que sea al menos tres veces mayor que el área de las restricciones del flujo de escudo térmico 82 y también al menos tres veces mayor que el área de las restricciones del flujo de acanaladura 80, lo cual implica que la presión en la cavidad frontal del borde del disco 46 sea prácticamente la misma que la presión de la cavidad trasera de álabes estáticos 41 en la salida de la holgura de borde de escudo térmico 81.
La cantidad de flujo de refrigeración del disco 71 está por tanto dictada por el área de las restricciones del flujo de escudo térmico 82, la presión y la temperatura en la cavidad interna de la turbina 44 aguas arriba y la presión de la cavidad frontal del borde del disco 46 aguas abajo. El flujo de refrigeración de acanaladura 75 está dictado por el área de las restricciones del flujo de acanaladura 80, la presión y la temperatura en la cavidad frontal del borde del disco 46 aguas arriba y la presión en la cavidad frontal de álabes estáticos 40 aguas abajo.
El área de las restricciones del flujo de escudo térmico 82 se determina para que proporcione una cantidad de flujo predeterminada mayor que la proporcionada por las restricciones del flujo de acanaladura 80 considerando que la
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presión en la cavidad frontal del borde del disco 46 está prácticamente al mismo nivel que la presión en la cavidad trasera de álabes estáticos 41 y que el área de las restricciones del flujo de escudo térmico 82 y las restricciones del flujo de acanaladura 80 podrían potencialmente tener su peor combinación de valores extremos de tolerancia, lo cual consiste en mínima área de tolerancia de las restricciones del flujo de escudo térmico 82 y máxima área de tolerancia de las restricciones del flujo de acanaladura 80. Esto asegura que la fuga de borde del escudo térmico 76 siempre fluya radialmente hacia el exterior, previniendo que la mezcla de gases calientes de la cavidad trasera de álabes estáticos 41, formada por ingestión de gas caliente en el frontal del disco 73 y la fuga del sello de laberinto 77, fluya hacia el conducto del refrigerante del escudo térmico 43, y también asegura que la fuga de borde del escudo térmico 76 refrigere la cara frontal del disco del rotor 20 en la zona de las raíces de álabes rotativos 25B. Cualquier variación en el área de la holgura de borde de escudo térmico 81 debida a movimientos del disco del rotor 20 relativos al escudo térmico 60, inducidos por cargas térmicas o mecánicas, no afecten al flujo de refrigeración del disco 71, la fuga de borde del escudo térmico 76 o el flujo de refrigeración de acanaladura 75 mientras que el área de la holgura de borde de escudo térmico 81 sea tal que se mantenga sustancialmente mayor que el área de las restricciones del flujo de escudo térmico 82 y el área de las restricciones del flujo de acanaladura 80 en cualquier condición de operación. En caso de que dicha área fuera insuficiente, por cualquier tipo de razón no considerada, debido a un cierre parcial o completo, el flujo de refrigeración del disco 71 tendería a igualarse al flujo de refrigeración de acanaladura 75 alterándose la presión de la cavidad frontal del borde del disco 46 hacia valores mayores que los existentes en la cavidad trasera de álabes estáticos 41, lo cual evitaría, en cualquier caso y en todo momento, la ingestión de gas caliente en la cavidad frontal del borde del disco 46.
Siempre se requiere una cierta cantidad de flujo que satisfaga la fuga a través de las plataformas de álabes rotativos 24 hacia el flujo principal del motor 70 y la fuga a través de las chapas fijadoras 33 hacia la cavidad frontal de álabes estáticos 40. Aunque estas fugas se satisfacen típicamente con la fuga del sello de laberinto 77y la ingestión de gas caliente en la trasera del disco 78, la fuga de borde del escudo térmico 76 es susceptible de ser succionada y llenar las cavidades entre cuellos de álabes rotativos 25A adyacentes después de ser expulsada radialmente a través de la holgura de borde de escudo térmico 81, lo cual contribuye a refrigerar el borde exterior radial del disco, cuya superficie está expuesta a las condiciones del fluido de las cavidades formadas entre los cuellos de los álabes entre raíces de álabes rotativos 25B adyacentes.
La FIG. 3 es una vista de despiece en perspectiva de porciones axiales y circunferenciales del escudo térmico 60 y de dos discos adyacentes, ilustrando con mayor detalle la implementación preferida mostrada en la FIG. 2 en la región de la alimentación de refrigerante al disco. El flujo de refrigeración del disco 71 se introduce a través de unas ranuras de alimentación del refrigerante 45, las cuales consisten en huecos en la brida de conexión del escudo térmico 61, de un área suficientemente grande para que no sea restrictiva para el flujo de gas, delimitados axialmente por la brida de conexión frontal del disco 52 y la brida de conexión trasera del disco 53, y luego pasa a través de las restricciones del flujo de escudo térmico 82, las cuales consisten en un conjunto de ranuras axiales circunferencialmente distribuidas a lo largo de un resalte de centrado trasero del escudo térmico 86, que se extiende circunferencialmente apoyado sobre un resalte de centrado trasero del disco 87, que se extiende circunferencialmente en el brazo de transmisión frontal del disco 50. Las fugas del flujo de refrigeración del disco 71 se previenen mediante resalte de centrado frontal del escudo térmico 84, que se extiende circunferencialmente apoyado sobre un resalte de centrado frontal del disco 85 en el brazo de transmisión trasero del disco 51.
La FIG. 4 es una vista de despiece en perspectiva de porciones axiales y circunferenciales del escudo térmico 60 y de dos discos adyacentes, ilustrando con mayor detalle una implementación alternativa a la mostrada en la FIG. 3 en la región de la alimentación de refrigerante al disco. El flujo de refrigeración del disco 71 se introduce a través de las restricciones del flujo de escudo térmico 82, las cuales incluyen un conjunto de ranuras radiales circunferencialmente distribuidas a lo largo del lado trasero de la brida de conexión del escudo térmico 61 y delimitadas axialmente por la brida de conexión frontal del disco 52, pasando posteriormente a través de un rebaje del resalte de centrado trasero del escudo térmico 89, el cual consiste en un conjunto de ranuras axiales de un área suficientemente grande para no ser restrictivas para el flujo de refrigerante y circunferencialmente distribuidas a lo largo de un resalte de centrado trasero del escudo térmico 86 ,que se extiende circunferencialmente apoyado sobre un resalte de centrado trasero del disco 87que se extiende circunferencialmente a lo largo del brazo de transmisión frontal del disco 50. Las fugas del flujo de refrigeración del disco 71 se previenen mediante un resalte de centrado frontal del escudo térmico 84 que se extiende circunferencialmente apoyado sobre un resalte de centrado frontal del disco 85 que se extiende circunferencialmente a lo largo del brazo de transmisión trasero del disco 51.
La FIG. 5 es una vista de despiece en perspectiva de porciones axiales y circunferenciales del escudo térmico 60 y de dos discos adyacentes, ilustrando con mayor detalle una implementación alternativa a la mostrada en la FIG. 3 en la región de la alimentación de refrigerante al disco. El flujo de refrigeración del disco 71 se introduce a través de las restricciones del flujo de escudo térmico 82, las cuales incluyen un conjunto de ranuras radiales circunferencialmente distribuidas a lo largo del lado frontal de la brida de conexión frontal del disco 52 y delimitadas axialmente por la brida de conexión del escudo térmico 61, pasando posteriormente a través de un rebaje del resalte de centrado trasero del escudo térmico 89, el cual consiste en un conjunto de ranuras axiales de un área suficientemente grande para no ser restrictivas para el flujo de refrigerante y circunferencialmente distribuidas a lo largo de un resalte de
centrado trasero del escudo térmico 86 ,que se extiende circunferencialmente apoyado sobre un resalte de centrado trasero del disco 87 que se extiende circunferencialmente a lo largo del brazo de transmisión frontal del disco 50. Las fugas del flujo de refrigeración del disco 71 se previenen mediante un resalte de centrado frontal del escudo térmico 84 que se extiende circunferencialmente apoyado sobre un resalte de centrado frontal del disco 85 que se 5 extiende circunferencialmente a lo largo del brazo de transmisión trasero del disco 51.
De acuerdo con una realización particular, los primeros medios y terceros medios del rotor de turbina comprenden ambos una pluralidad de restricciones del flujo de escudo térmico 82 que consisten en ranuras de alimentación del refrigerante 45 distribuidas circunferencialmente de forma discontinua y radialmente de forma continua, formadas por ranuras radialmente continuas en dicha brida de conexión del escudo térmico 61 y la cara contigua de la brida de 10 conexión trasera del disco 53.
De acuerdo con una realización alternativa, los primeros medios y terceros medios del rotor de turbina comprenden ambos una pluralidad de restricciones del flujo de escudo térmico 82 que consisten en ranuras de alimentación del refrigerante 45 distribuidas circunferencialmente de forma discontinua y radialmente de forma continua, formadas por ranuras radialmente continuas en dicha brida de conexión trasera del disco 53 y la cara contigua de la brida de 15 conexión del escudo térmico 61.

Claims (5)

  1. 5
    10
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    25
    30
    35
    40
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    REIVINDICACIONES
    1. Rotor de turbina de gas de un motor de turbina de gas, que comprende:
    una pluralidad de filas de rotores (21) adyacentes y axialmente espaciadas, incluyendo cada una de dichas filas de rotores:
    un disco del rotor (20) que incluye un núcleo del disco (30) interior anular, un borde del disco (32) exterior anular, un cuello del disco (31) anular que conecta dicho núcleo y dicho borde, y unas raíces de álabes rotativos (25B) en la periferia de dicho borde;
    una pluralidad de álabes rotativos (23) conectados a dichos discos en dichas raíces de los álabes;
    una pluralidad de acanaladuras (34) en el fondo de dichas raíces de los álabes que forman conductos para el paso de refrigerante por su interior;
    unos brazos de transmisión anulares frontal y trasero del disco (50-51) que se extienden axialmente hacia delante y hacia atrás de dicho disco respectivamente;
    unas bridas de conexión anulares frontal y trasera (52-53) que se extienden radialmente hacia el interior situadas en los extremos axiales de dichos brazos de transmisión frontal y trasero del disco respectivamente;
    una cavidad interna anular de la turbina (44) que se extiende radialmente hacia el interior de dicho disco, dichos brazos de conexión y dichas bridas de conexión del disco;
    un escudo térmico (60) anular que rodea la cara frontal de dicha fila de rotores, separado de dicho brazo de transmisión frontal del disco (50) y de la cara frontal de dicho disco, formando un conducto del refrigerante del escudo térmico (43) de forma anular, e incluyendo una brida de conexión del escudo térmico (61) que se extiende radialmente hacia el interior y que se une a dichas bridas de conexión (52-53) de dichas filas de rotores adyacentes situándose en posición axial intermedia de las mismas;
    unos primeros medios para pasar el flujo de refrigeración del disco (71) desde dicha cavidad interna de la turbina (44) a dicho conducto del refrigerante del escudo térmico (43);
    unos segundos medios para restringir un área de restricciones del flujo de acanaladura (80) y controlar el flujo de refrigeración de acanaladura (75) a través de dichas acanaladuras (34) a valores predeterminados;
    unos terceros medios para restringir un área de restricciones del flujo de escudo térmico (82) y controlar el flujo de refrigeración del disco (71) a través de dicho conducto del refrigerante del escudo térmico (43), en el cual dicho flujo está establecido de forma predeterminada para ser mayor que el flujo de refrigeración de acanaladura (75); y
    el rotor de turbina de gas caracterizado por que comprende
    una holgura de borde de escudo térmico (81) entre el extremo radial de dicho escudo térmico (60) y la cara frontal de dicho disco del rotor (20), que presente un área sustancialmente mayor que el área de las restricciones del flujo de ranura (80) y un área sustancialmente mayor que el área de las restricciones del flujo de escudo térmico (82), en la cual el flujo de fuga de borde del escudo térmico (76) a través de dicha holgura de borde de escudo térmico (81) está formado por dicho flujo de refrigeración del disco (71) menos dicho flujo de refrigeración de acanaladura (75);
    mediante los cuales las variaciones de área de dicha holgura de borde de escudo térmico (81) no afectan al flujo a través de dicho conducto de refrigerante del escudo térmico (43) ni a dicho flujo de refrigeración de acanaladura (75) y mediante los cuales el flujo de fuga de borde del escudo térmico (76) a través de dicha holgura de borde de escudo térmico (81) es siempre en sentido de salida desde el conducto del refrigerante del escudo térmico (43).
  2. 2. Rotor según la reivindicación 1, caracterizado por que dichos álabes rotativos (23) conectados a dicho disco del rotor (20) son retenidos axialmente mediante chapas fijadoras (33) acopladas radialmente a dichos álabes rotativos (23) y dicho disco del rotor (20), y por que dichos segundos medios sen consisten en orificios practicados en dichas chapas fijadoras (33).
  3. 3. Rotor según la reivindicación 1, caracterizado por que dichos terceros medios consisten en una pluralidad de restricciones del flujo de escudo térmico (82) formadas por ranuras axiales distribuidas circunferencialmente a lo largo de un resalte de centrado trasero del escudo térmico (86) circunferencialmente continuo que centra dicho
    escudo térmico (60) relativo a dicho brazo de transmisión frontal del disco (50), y en el cual dichos primeros medios consisten en una pluralidad de ranuras de alimentación del refrigerante (45) radialmente continuas y distribuidas circunferencialmente de forma discontinua, formadas por rebajes radiales en dicha brida de conexión del escudo térmico (61) y las caras contiguas de dichas bridas de conexión del disco (52-53), en donde el área de dichas 5 ranuras de alimentación del refrigerante (45) es sustancialmente mayor que el área de dichas restricciones del flujo de escudo térmico (82), por lo cual la presencia de dichas ranuras de alimentación del refrigerante (45) no afecta al control de dichas restricciones del flujo de escudo térmico (82).
  4. 4. Rotor según la reivindicación 1, caracterizado por que dichos primeros medios y dichos terceros medios se realizan ambos mediante una pluralidad de restricciones del flujo de escudo térmico (82) consistentes en unas
    10 ranuras de alimentación del refrigerante (45) radialmente continuas y distribuidas circunferencialmente de forma discontinua, formadas por rebajes radiales en dicha brida de conexión del escudo térmico (61) y la cara contigua de dicha brida de conexión trasera del disco (53).
  5. 5. Rotor según la reivindicación 1, caracterizado por que dichos primeros medios y dichos terceros medios se realizan ambos mediante una pluralidad de restricciones del flujo de escudo térmico (82) consistentes en unas
    15 ranuras de alimentación del refrigerante (45) radialmente continuas y distribuidas circunferencialmente de forma discontinua, formadas por rebajes radiales en dicha brida de conexión trasera del disco (53) y la cara contigua de dicha brida de conexión del escudo térmico (61).
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