ES2698504T3 - Turbina de gas - Google Patents

Turbina de gas Download PDF

Info

Publication number
ES2698504T3
ES2698504T3 ES15178652T ES15178652T ES2698504T3 ES 2698504 T3 ES2698504 T3 ES 2698504T3 ES 15178652 T ES15178652 T ES 15178652T ES 15178652 T ES15178652 T ES 15178652T ES 2698504 T3 ES2698504 T3 ES 2698504T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
gas
rotor
turbine
space
stream
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES15178652T
Other languages
English (en)
Inventor
Klaus Pirker
Christoph Lauer
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines AG filed Critical MTU Aero Engines AG
Application granted granted Critical
Publication of ES2698504T3 publication Critical patent/ES2698504T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F01D5/084—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades the fluid circulating at the periphery of a multistage rotor, e.g. of drum type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)

Abstract

Turbina de gas, en particular turbina de gas de motor propulsor aeronáutico, con un árbol (1) y con un rotor de turbina (20) de palas conectado con él, que presenta una primera sección de rotor (21), que delimita una rejilla de paso (23) más curso abajo de la corriente del rotor de turbina y delimita un primer espacio (41) en dirección radial, que se comunica con un primer paso de gas (51) dispuesto en el árbol (1), y presenta una segunda sección de rotor (22) adyacente axialmente a la primera sección de rotor (21), que presenta al menos una segunda rejilla de paso (25) del rotor de turbina y delimita en dirección radial un segundo espacio (42) adyacente axialmente al primer espacio (41), que se comunica con un segundo paso de gas (52), de manera que la primera sección de rotor (21) presenta al menos un primer orificio de salida (61) para la salida de gas curso arriba de la corriente de la rejilla de paso (23) dispuesta más curso abajo de la corriente desde el primer espacio (41), caracterizada por que el rotor de la turbina (20) es un rotor de turbina de baja presión de la turbina de gas, y por que el primer espacio (41) está delimitado en dirección axial curso abajo de la corriente a través de una cubierta (70) fija en el rotor, que solapa al menos parcialmente en dirección radial un lado frontal del árbol (1) curso abajo de la corriente.

Description

DESCRIPCION
Turbina de gas
La presente invención se refiere a una turbina de gas, en particular a una turbina de gas de motor propulsor aeronáutico, así como a un procedimiento para el funcionamiento de una turbina de gas. Una turbina de gas de acuerdo con el preámbulo de la reivindicación 1 se conoce ya a partir del documento US 2015/096304 A1.
Se conoce a partir del documento propio WO 2008/141609 A2 una turbina de gas con un árbol y con un rotor de turbina de palas conectado con él, que presenta una primera sección de rotor, que presenta una rejilla de paso dispuesta más curso abajo de la corriente del rotor de la turbina, y presenta una segunda sección de rotor axialmente adyacente a la primera sección de rotor, que presenta una segunda rejilla de paso del rotor de turbina y delimita un segundo espacio en dirección radial, que se carga con aire de refrigeración.
De acuerdo con el documento WO 2008/141609 A2 se conoce en una turbina de gas de este tipo soplar adicionalmente aire de bloqueo a través de un primer paso de gas dispuesto en el árbol curso abajo de la rejilla de paso dispuesta más curso abajo de la corriente entre el rotor de la turbina y la carcasa de salida de la carcasa. Para completar, se remite también todavía a las publicaciones EP 1785588 A1. EP 2011966 A2 y US 5232339 A. Un cometido de la realización de la presente invención consiste en mejorar una turbina de gas o bien su funcionamiento.
Este cometido se soluciona por medio de una turbina de gas con las características de la reivindicación 1 o bien por medio de un procedimiento con las características de la reivindicación 9. Las formas de realización ventajosas de la invención son objeto de las reivindicaciones dependientes.
De acuerdo con un aspecto de la presente invención, una turbina de gas, en particular una turbina de gas de motor propulsor aeronáutico, presenta al menos un árbol y un rotor de turbina con palas conectado con él, en particular de manera fija contra giro y/o fija axialmente.
En una forma de realización, ésta está dispuesta curso abajo de la corriente de una cámara de combustión de la turbina de gas y/o convierte la entalpía de un gas de trabajo de la turbina de gas en trabajo, en particular para el accionamiento de al menos una fase del compresor y/o de un ventilador de la turbina de gas o bien está prevista o instalada a tal fin. De acuerdo con la invención, es un rotor de turbina de baja presión, en particular un rotor de turbina más próximo a la salida de la turbina de gas o bien está dispuesto curso abajo de la corriente.
El rotor de la turbina presenta en una forma de realización una primera sección de rotor, que presenta, por su parte, una rejilla de paso dispuesta más curso abajo de la corriente o bien la última o bien la más atrasada o bien próxima a la salida (del rotor) de la turbina. En una forma de realización, la primera sección del rotor presenta todavía una o varias rejillas de paso distanciadas en dirección axial, que están dispuestas curso arriba de la corriente de la rejilla de la rejilla de paso dispuesta curso abajo de la corriente.
El rotor de turbina presenta en una forma de realización una segunda sección de rotor próxima o bien adyacente a la primera sección de rotor axialmente curso arriba de la corriente que, por su parte, presenta una o varias segundas rejillas de paso distanciadas en dirección axial del rotor de la turbina.
La primera y la segunda secciones de rotor pueden estar separadas una de la otra o bien pueden estar definidas por una tercera rejilla de paso común.
Una o varias rejillas de paso del rotor de turbina de palas, en particular la rejilla de paso dispuesta más curso abajo de la corriente y/o una o varias otras rejillas de paso de la primera sección del rotor y/o la o bien las segundas rejillas de paso de la segunda sección del rotor y/o la tercera rejilla de paso están dispuestas en una forma de realización en un canal de circulación especialmente común que puede estar delimitado o bien definido en particular en dirección radial, radialmente hacia dentro, al menos parcialmente a través del rotor de la turbina, en particular plataformas de su o bien de sus rejillas de paso.
La dirección axial está en una forma de realización paralela a un eje de giro del árbol alojado de forma giratoria, la dirección radial está dispuesta de manera correspondiente perpendicular a ella. Las indicaciones de "curso arriba de la corriente / (más) curso abajo de la corriente" se refieren especialmente a una dirección de la circulación (de referencia) del canal de circulación o bien de la rejilla de paso desde una entrada de la turbina de gas o bien entrada del rotor de la turbina hacia una salida de la turbina de gas o bien salida del rotor de la turbina. De manera correspondiente, una característica dispuesta curso abajo de la corriente o bien más curso abajo de la corriente en una forma de realización es una característica en el lado de salida de la turbina de gas o bien en el lado de salida del rotor de la turbina o bien está en dirección axial más cerca de una salida del rotor de la turbina o bien de la turbina de gas, de manera correspondiente una característica dispuesta curso arriba de la corriente o bien más curso arriba de la corriente es una característica en el lado de entrada de la turbina de gas o bien en el lado de entrada del rotor de la turbina o bien está en dirección axial más cerca de una entrada del rotor de la turbina o bien de la turbina de gas.
La primera sección de rotor delimita o bien define en una forma de realización un primer espacio en dirección radial radialmente (desde) fuera, que se comunica o bien está conectado de acuerdo con la técnica de la circulación con un primer paso de gas, dispuesto, en particular configurado en el árbol, en particular un primer canal de circulación. La segunda sección de rotor delimita o bien define en una forma de realización un segundo espacio axialmente adyacente al primer espacio en dirección radial radialmente (desde) fuera, que se comunica o bien está conectado de acuerdo con la técnica de la circulación con un segundo paso de gas, diferente del primer paso de gas, en particular separado de acuerdo con la técnica de la circulación o bien en cuanto a la construcción, en particular un segundo canal de circulación. En una forma de realización, el segundo espacio está separado en cuanto a la técnica de circulación o bien en cuanto a la construcción desde el primer espacio.
En una forma de realización, la primera sección del rotor presenta uno o varios primeros orificios de salida para la salida de gas curso arriba de la corriente de la rejilla de paso dispuesta más curso abajo de la corriente, desde el primer espacio, en particular hasta el canal de circulación, en particular para la salida de gas desde el primer espacio curso de la corriente y/o curso abajo de la corriente de una o varias rejillas de paso de la primera sección de rotor y/o curso abajo de la corriente de la tercera rejilla de paso, en particular entre la rejilla de paso dispuesta más curso abajo de la corriente y otra rejilla de paso de la primera sección de rotor. En los primeros orificios de salida se puede tratar, por ejemplo, de taladros. De esta manera, en una forma de realización, se puede introducir con ventaja gas desde el primer paso de gas, que puede refrigerar de una manera más ventajosa el árbol, delante de la rejilla de paso dispuesta más curso abajo de la corriente hasta el canal de circulación y puede producir allí trabajo. Adicional o alternativamente, de esta manera, en una forma de realización, se puede reducir con ventaja, en particular se puede evitar una contra presión a través del gas que sale curso abajo de la corriente del rotor de turbina o bien de su rejilla de paso dispuesta más curso abajo de la corriente. Adicional o alternativamente, de esta manera se puede refrigerar con ventaja la rejilla de paso dispuesta curso abajo de la corriente del orificio de salida respectivo, en particular su fijación de las palas.
De acuerdo con la invención, el primer espacio está delimitado o bien definido en dirección axial curso abajo de la corriente a través de una cubierta fija en el rotor (de la turbina, que solapa o bien cubre en dirección radial un lado frontal curso abajo de la corriente del árbol, total o parcialmente, en particular sobre el menos el 80 % de su superficie frontal, en particular radialmente desde el exterior.
De esta manera se puede conducir gas en una forma de realización con ventaja al primer espacio y/o en el primer espacio.
En una forma de realización, la cubierta es desprendible, en particular está fijada en unión por fricción y/o en unión positiva, en el rotor de la turbina. De esta manera se puede mejorar el montaje en una forma de realización.
En una forma de realización, la cubierta presenta un orificio de salida y/o un orificio de montaje en particular central o bien dispuesto en el centro. De esta manera, en una forma de realización se puede mejorar la circulación en el primer espacio y/o el montaje. En otra forma de realización, la cubierta está cerrada.
En una forma de realización, el primer paso de gas se comunica a través de un orificio de salida en particular central, o varios orificios de salida del árbol en un lado frontal del árbol curso abajo de la corriente con el primer espacio o bien está conectado de esta manera con el primer espacio de acuerdo con la técnica de la circulación. De esta manera, en una forma de realización se puede conducir gas de forma ventajosa al primer espacio.
En una forma de realización, el primer espacio está delimitado en dirección axial curso arriba de la corriente por medio de un cono de rotor, en particular separado del primer espacio, que conecta el rotor de la turbina con el árbol y se ensancha en contra de una o bien de la dirección de la circulación del rotor de turbina o bien converge radialmente en la dirección de la circulación. Como se ha indicado anteriormente, la dirección de la circulación está axialmente desde una entrada de la turbina de gas o bien una entrada del rotor de la turbina hacia una salida de la turbina de gas o bien del rotor de la turbina.
De esta manera, en una forma de realización, el primer espacio se puede incrementar en dirección radial curso arriba hacia fuera, de manera que en particular con ventaja se pueden cargar una u otras varias rejillas de paso de la primera sección de rotor con el gas desde el primer paso de gas.
En una forma de realización, la segunda sección del rotor presenta uno o varios segundos orificios de salida para la salida de gas curso arriba de la corriente y/o curso abajo de la corriente de una o varias segundas rejillas de paso y/o curso arriba de la corriente de la tercera rejilla de paso desde el segundo espacio, en particular para la salida de gas desde el segundo espacio hasta el canal de circulación entre dos segundas rejillas de paso axialmente adyacentes de la segunda sección de rotor y/o entre una segunda rejilla de paso de la segunda sección de rotor y la tercera rejilla de paso. En los segundos orificios de paso se puede tratar, por ejemplo, de un intersticio anular circundante o, en cambio, también de taladros.
De esta manera, en una forma de realización se puede introducir con ventaja gas desde el segundo paso de gas delante de al menos una segunda rejilla de paso hasta el canal de circulación y puede proporcionar allí trabajo.
Adicional o alternativamente de esta manera se puede refrigerar la rejilla de paso adyacente curso abajo de la corriente del orificio de salida respectivo, en particular su fijación de las palas.
En una forma de realización, el primer paso de gas se comunica con una primer fuente de presión, en particular una primera fase de compresor de la turbina de gas o bien está conectado con ésta de acuerdo con la técnica de la circulación, y el segundo paso de gas se comunica con una segunda fuente de presión, en particular con una segunda fase del compresor de la turbina de gas, o bien está conectado con ésta de acuerdo con la técnica de la circulación, de manera que esta segunda fuente de presión presenta una presión más elevada o bien suministra como la primera fuente de presión o bien está prevista o bien instalada a tal fin. La primera fase del compresor puede ser en particular un compresor de baja presión o bien una parte de un compresor de baja presión, en correspondencia con el árbol en particular un árbol de turbina de baja presión. De esta manera, en una forma de realización se pueden tener en cuenta con ventaja los diferentes niveles de la presión de la primera y de la segunda sección del rotor de la turbina.
De manera alternativa, también es posible naturalmente que el primer paso de gas y el segundo paso de gas se comuniquen con la misma fuente de presión, en particular una fase de compresor de la turbina de gas, o bien estén conectados con ésta de acuerdo con la técnica de la circulación, estando configurado entonces, sin embargo, un primer conducto de suministro, que conecta el primer paso de gas con la fuente de presión común, de tal maneta que se produce en ésta una pérdida de presión mayor que en un segundo conducto de suministro, que conecta el segundo paso de gas con la fuente de presión común. También de esta manera se asegura que en el funcionamiento de la turbina de gas, la presión en el segundo paso de gas es mayor que en el primer paso de gas.
En una forma de realización, una proporción de una superficie de limitación fija en el rotor o bien fija contra giro con respecto al rotor de la turbina del primer espacio con respecto a una superficie de limitación general del primer espacio es al menos 80 %, en particular al menos 90 %, en particular el primer espacio puede estar delimitado o bien definido totalmente fijo en el rotor, en particular por la primera sección del rotor, la cubierta fija en el rotor, el cono del rotor y/o el árbol conectado con el rotor de la turbina, en particular su lado frontal curso abajo de la corriente y/o una sección de la superficie exterior del árbol adyacente a éste. De esta manera se puede guiar gas en una forma de realización con ventaja al primer espacio.
De acuerdo con un aspecto de la presente invención, para el funcionamiento de una turbina de gas descrita aquí o bien durante su funcionamiento, el primer espacio es alimentado a través del primer paso de gas con una primera corriente de gas, en particular corriente de aire (de refrigeración) y el segundo espacio de gas es alimentado con una segunda corriente a través del segundo paso de gas con una segunda corriente de gas, en particular corriente de aire (de refrigeración).
En una realización, en al menos un estado de funcionamiento, en particular un estado de diseño y/o un estado de funcionamiento de carga máxima, al menos el 80 % de la primera corriente de gas sale a través de los primeros orificios de salida desde el primer espacio. De esta manera, en una forma de realización, una proporción grande de gas puede proporcionar, a partir del primer paso de gas, en particular después de la refrigeración del árbol, trabajo a una o varias rejillas de paso. Adicional o alternativamente de esta manera en una realización se puede reducir con ventaja, en particular se puede evitar una contra presión a través de gas que sale curso abajo de la corriente del rotor de la turbina o bien de su rejilla de paso dispuesta más curso abajo de la corriente. Adicional o alternativamente se puede refrigerar de esta manera con ventaja la rejilla de paso adyacente curso abajo de la corriente del orificio de salida respectivo, en particular su fijación de las palas.
En una realización, el primer espacio presenta en al menos un estado de funcionamiento, en particular en un estado de diseño y/o un estado de funcionamiento de carga máxima, una primera presión de gas y el segundo espacio presenta una segunda presión de gas, que es al menos 50 kPa, en particular 100 kPa, más alta que la primera presión de gas y/o es al menos 400 kPa. De esta manera se pueden tener en cuenta en una realización con ventaja los diferentes niveles de la presión de la primera y de la segunda sección del rotor de la turbina.
Otros desarrollos ventajosos de la presente invención se deducen a partir de las reivindicaciones dependientes y de la descripción siguiente de formas de realización preferidas. A tal fin, se muestra de forma parcialmente esquemática lo siguiente:
La figura 1 muestra una parte de una turbina de gas de acuerdo con una forma de realización de la presente invención en una sección axial.
La turbina de gas presenta un árbol 1 y un rotor de turbina 20 de palas conectado fijo contra giro y fijo axialmente.
El rotor de turbina 20 presenta una primera sección de rotor 21, que presenta una rejilla de paso 23 dispuesta más curso abajo de la corriente así como otra rejilla de paso 24 distanciada en dirección axial (horizontal en la figura 1), que está dispuesta curso abajo (a la izquierda en la figura 1) de la rejilla de paso 23 más curso abajo de la corriente.
El rotor de la turbina 20 presenta una segunda sección de rotor 22 adyacente o bien adyacente a la primera sección de rotor 21 axialmente curso arriba de la corriente (a la izquierda en la figura 1), que presenta, por su parte, al menos una segunda rejilla de paso 25 del rotor de la turbina.
La primera y la segunda secciones del rotor están separadas una de la otra por medio de una tercera rejilla de paso común 26.
Las rejillas de paso 23-26 del rotor de turbina de palas están dispuestas en un canal de circulación común 3, que está delimitado en dirección radial (vertical en la figura 1) radialmente dentro, al menos parcialmente, a través del rotor de la turbina.
La primera sección del rotor 21 delimita un primer espacio 41 en dirección radial radialmente desde fuera (arriba en la figura 1), que se comunica o bien está conectado de acuerdo con la técnica de la circulación con un primer paso de gas en forma de un primer canal de circulación 51 configurado en el árbol 1.
La segunda sección del rotor 22 delimita un segundo espacio 42 adyacente axialmente al primer espacio 41 en dirección radial radialmente desde fuera, que se comunica de acuerdo con la técnica de la circulación con un segundo paso de gas 52 separado del primer paso de gas 51 de acuerdo con la técnica de la circulación.
La primera sección del rotor 21 presenta varios primeros orificios de salida 61 para la salida de gas desde el primer espacio 41 hasta el canal de circulación 3 entre la rejilla de paso 23 dispuesta más curso abajo de la corriente y la otra rejilla de paso 24 adyacente axialmente a ésta así como entre esta otra rejilla de paso 24 y la tercera rejilla de paso 26.
El primer espacio 41 está delimitado en dirección axial curso abajo de la corriente (a la derecha en la figura 1) a través de una cubierta 70 fija en el rotor de la turbina que solapa o bien cubre en dirección radial un lado frontal curso abajo de la corriente (a la derecha en la figura 1) del árbol 1 sobre al menos el 80 % de su superficie frontal radialmente desde fuera.
La cubierta 70 está fijada por medio de tornillos 71 en unión por fricción de forma desprendible en el rotor de la turbina 20.
El primer paso de gas 51 se comunica de acuerdo con la técnica de la circulación a través de un orificio central de salida del árbol 11 en un lado frontal curso abajo de la corriente (lado derecho en la figura 1) del árbol 1 con el primer espacio 41.
El primer espacio 41 está delimitado en dirección axial curso arriba de la corriente (a la izquierda en la figura 1) por un cono del rotor 8 y está separado del segundo espacio 42 según la técnica de la comunicación y en cuanto a la construcción. El cono del rotor 8 conecta el rotor de la turbina 20 con el árbol 1 y se ensancha en contra de una dirección de la circulación axialmente desde una entrada de la turbina de gas o bien una entrada del rotor de la turbina hacia la salida de la turbina de gas o bien hacia la salida del rotor de la turbina (de izquierda a derecha en la figura 1) del rotor de la turbina (es decir, que converge en la figura 1 radialmente hacia la derecha).
La segunda sección del rotor 22 presenta otros varios orificios de salida 62 para la salida de gas curso arriba de la corriente de la segunda rejilla de paso 25 y entre esta segunda rejilla de paso 25 y la tercera rejilla de paso 26. El primer paso de gas 51 se comunica de acuerdo con la técnica de la circulación con la primera fase del compresor de la turbina de gas, el segundo paso de gas 52 se comunica con una segunda fase del compresor de la turbina de gas (no representada), que presenta o bien suministra una presión más alta que la primera fase del compresor. El primer espacio 41 está delimitado totalmente fijo en el rotor por la primera sección del rotor 21, la cubierta 70 fija en el rotor, el cono del rotor 8 y el árbol 1 conectado con el rotor de la turbina 20, de manera que una proporción de una superficie de limitación fija en el rotor del primer espacio 41 con respecto a su superficie de limitación general es 100 %.
Durante el funcionamiento, se alimenta el primer espacio 41 a través del primer paso de gas 51 con una primera corriente de aire de refrigeración, que sale a través de los primeros orificios de salida 61 y una ventilación 63 desde ésta, y el segundo espacio 42 es alimentado a través del segundo paso de gas 52 con una segunda corriente de aire de refrigeración, que sale a través de los segundos orificios de salida 62 desde ésta, como se indica de forma esquemática en la figura 1 por medio de flechas de la circulación. En este caso, al menos el 80 % de la primera corriente de gas sale a través de los primeros orificios de salida 61 desde el primer espacio 41.
El primer espacio 41 presenta en un punto de funcionamiento una primera presión delgas de aproximadamente 350 kPa y el segundo espacio presenta una segunda presión del gas de aproximadamente 450 kPa.
Aunque en la descripción anterior se han explicado formas de realización ejemplares, hay que indicar que es posible una pluralidad de variaciones. Además, hay que indicar que en las realizaciones ejemplares solamente se trata de ejemplos, que no deben limitar de ninguna manera el alcance de protección, las aplicaciones y la estructura. Además, a través de la descripción precedente se da al técnico una guía para la puesta en práctica de al menos una realización ejemplar, pudiendo realizarse diversas modificaciones, en particular con respecto a la función y disposición de los componentes descritos, sin abandonar el alcance de protección, como resulta a partir de las reivindicaciones y las combinaciones de características equivalentes a éstas.
Lista de signos de referencia
1 Árbol
11 Orificio de salida del árbol
20 Rotor de la turbina
21 Primera sección del rotor
22 Segunda sección del rotor
23 Rejilla de paso curso arriba de la corriente
24 Otra rejilla de paso de la primera sección del rotor
25 Segunda rejilla de paso
26 Tercera rejilla de paso
3 Canal de circulación
41 Primer espacio
42 Segundo espacio
51 Primer paso de gas
52 Segundo paso de gas
61 Primer orificio de salida
62 Segundo orificio de salida
63 Ventilación
70 Cubierta
71 Tornillos
8 Cono del rotor

Claims (11)

REIVINDICACIONES
1. - Turbina de gas, en particular turbina de gas de motor propulsor aeronáutico, con un árbol (1) y con un rotor de turbina (20) de palas conectado con él, que presenta una primera sección de rotor (21), que delimita una rejilla de paso (23) más curso abajo de la corriente del rotor de turbina y delimita un primer espacio (41) en dirección radial, que se comunica con un primer paso de gas (51) dispuesto en el árbol (1), y presenta una segunda sección de rotor (22) adyacente axialmente a la primera sección de rotor (21), que presenta al menos una segunda rejilla de paso (25) del rotor de turbina y delimita en dirección radial un segundo espacio (42) adyacente axialmente al primer espacio (41), que se comunica con un segundo paso de gas (52), de manera que la primera sección de rotor (21) presenta al menos un primer orificio de salida (61) para la salida de gas curso arriba de la corriente de la rejilla de paso (23) dispuesta más curso abajo de la corriente desde el primer espacio (41), caracterizada por que el rotor de la turbina (20) es un rotor de turbina de baja presión de la turbina de gas, y por que el primer espacio (41) está delimitado en dirección axial curso abajo de la corriente a través de una cubierta (70) fija en el rotor, que solapa al menos parcialmente en dirección radial un lado frontal del árbol (1) curso abajo de la corriente.
2. - Turbina de gas según la reivindicación anterior, caracterizada por que la cubierta (70) está fijada de forma desprendible (71) en el rotor de la turbina (20).
3. - Turbina de gas según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que el primer paso de gas (51) se comunica a través de al menos un orificio de salida del árbol (11) en un lado frontal curso abajo de la corriente del árbol (1) con el primer espacio (41).
4. - Turbina de gas según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que el primer espacio (41) está delimitado en dirección axial curso arriba de la corriente por un cono de rotor (8), que conecta el rotor de la turbina (20) con el árbol (1) y se ensancha en contra de una dirección de la circulación desde una entrada hacia una salida del rotor de la turbina.
5. - Turbina de gas según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que la primera sección de rotor (21) presenta al menos otra rejilla de paso (24) del rotor de la turbina y al menos un primer orificio de salida (61) para la salida de gas curso arriba de la corriente y/o curso abajo de la corriente de la otra rejilla de paso (24) desde el primer espacio (41).
6. - Turbina de gas según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que la segunda sección de rotor (22) presenta al menos un segundo orificio de salida (62) para la salida de gas curso arriba de la corriente y/o curso abajo de la corriente de la segunda rejilla de paso (25) desde el segundo espacio (42).
7. - Turbina de gas según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que el primer paso de gas (51) se comunica con una primera fuente de presión, en particular con una primera fase del compresor de la turbina de gas, y el segundo paso de gas (52) se comunica con una segunda fuente de presión, en particular con una segunda fase del compresor de la turbina de gas, que presenta una presión más alta que la primera fuente de presión.
8. - Turbina de gas según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que una proporción de una superficie de limitación fija en el rotor con respecto a una superficie de limitación total del primer espacio (41) es al menos 80 %.
9. - Procedimiento para el funcionamiento de una turbina de gas según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el primer espacio (41) es alimentado a través del primer paso de gas (51) con una primera corriente de gas y el segundo espacio (42) es alimentado a través del segundo paso de gas (52) con una segunda corriente de gas.
10. - Procedimiento según la reivindicación anterior, caracterizado por que al menos el 80 % de la primera corriente de gas sale a través de los primeros orificios de salida (61) desde el primer espacio (41).
11. - Procedimiento según una de las dos reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el primer espacio (41) presenta una primera presión del gas y el segundo espacio (42) presenta una segunda presión del gas que es al menos 50 kPa más alta que la primera presión del gas y/o es al menos 400 kPa.
ES15178652T 2015-07-28 2015-07-28 Turbina de gas Active ES2698504T3 (es)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP15178652.2A EP3124742B1 (de) 2015-07-28 2015-07-28 Gasturbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2698504T3 true ES2698504T3 (es) 2019-02-05

Family

ID=53724129

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES15178652T Active ES2698504T3 (es) 2015-07-28 2015-07-28 Turbina de gas

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10428656B2 (es)
EP (1) EP3124742B1 (es)
ES (1) ES2698504T3 (es)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11060530B2 (en) 2018-01-04 2021-07-13 General Electric Company Compressor cooling in a gas turbine engine
US11525400B2 (en) 2020-07-08 2022-12-13 General Electric Company System for rotor assembly thermal gradient reduction
US11674396B2 (en) 2021-07-30 2023-06-13 General Electric Company Cooling air delivery assembly
CN113847280B (zh) * 2021-10-10 2024-08-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种压气机转子级间引气结构
US12044172B2 (en) 2022-11-02 2024-07-23 General Electric Company Air guide for a gas turbine engine

Family Cites Families (57)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE488010A (es) 1947-03-11 1900-01-01
US2680001A (en) 1950-11-13 1954-06-01 United Aircraft Corp Arrangement for cooling turbine bearings
US2830751A (en) 1954-04-01 1958-04-15 Bristol Aero Engines Ltd Gas turbine engines
US3609057A (en) * 1970-06-15 1971-09-28 United Aircraft Corp Turbine coolant flow system
DE2042478C3 (de) 1970-08-27 1975-08-14 Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Gasturbinentriebwerk, vorzugsweise Strahltriebwerk für Flugzeuge, mit Kühlluft- und gegebenenfalls Sperrluftentnahme
US3703081A (en) * 1970-11-20 1972-11-21 Gen Electric Gas turbine engine
US3814539A (en) * 1972-10-04 1974-06-04 Gen Electric Rotor sealing arrangement for an axial flow fluid turbine
US4213738A (en) * 1978-02-21 1980-07-22 General Motors Corporation Cooling air control valve
US4291531A (en) * 1978-04-06 1981-09-29 Rolls-Royce Limited Gas turbine engine
FR2514408B1 (fr) * 1981-10-14 1985-11-08 Snecma Dispositif pour controler les dilatations et les contraintes thermiques dans un disque de turbine a gaz
FR2732405B1 (fr) * 1982-03-23 1997-05-30 Snecma Dispositif pour refroidir le rotor d'une turbine a gaz
US4541775A (en) * 1983-03-30 1985-09-17 United Technologies Corporation Clearance control in turbine seals
DE3736836A1 (de) * 1987-10-30 1989-05-11 Bbc Brown Boveri & Cie Axial durchstroemte gasturbine
JP2756117B2 (ja) 1987-11-25 1998-05-25 株式会社日立製作所 ガスタービンロータ
US5003773A (en) * 1989-06-23 1991-04-02 United Technologies Corporation Bypass conduit for gas turbine engine
US5472313A (en) * 1991-10-30 1995-12-05 General Electric Company Turbine disk cooling system
US5232339A (en) * 1992-01-28 1993-08-03 General Electric Company Finned structural disk spacer arm
KR100389990B1 (ko) * 1995-04-06 2003-11-17 가부시끼가이샤 히다치 세이사꾸쇼 가스터빈
GB2307279B (en) * 1995-11-14 1999-11-17 Rolls Royce Plc A gas turbine engine
US5984636A (en) * 1997-12-17 1999-11-16 Pratt & Whitney Canada Inc. Cooling arrangement for turbine rotor
US6227801B1 (en) * 1999-04-27 2001-05-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine engine having improved high pressure turbine cooling
US6267553B1 (en) * 1999-06-01 2001-07-31 Joseph C. Burge Gas turbine compressor spool with structural and thermal upgrades
EP1061234B1 (en) * 1999-06-16 2010-03-10 General Electric Company Gas turbine rotor with axial thermal medium delivery tube
DE19962244A1 (de) * 1999-12-22 2001-06-28 Rolls Royce Deutschland Kühlluft-Führungssystem im Hochdruck-Turbinenabschnitt eines Gasturbinen Triebwerkes
FR2834751B1 (fr) * 2002-01-17 2004-09-10 Snecma Moteurs Amenagement de rotor d'une turbomachine
FR2839745B1 (fr) * 2002-05-16 2005-05-20 Snecma Moteurs Turboreacteur avec un carenage stator dans la cavite sous chambre
FR2841591B1 (fr) * 2002-06-27 2006-01-13 Snecma Moteurs Circuits de ventilation de la turbine d'une turbomachine
US7114339B2 (en) * 2004-03-30 2006-10-03 United Technologies Corporation Cavity on-board injection for leakage flows
US7225624B2 (en) * 2004-06-08 2007-06-05 Allison Advanced Development Company Method and apparatus for increasing the pressure of cooling fluid within a gas turbine engine
US7192245B2 (en) * 2004-12-03 2007-03-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor assembly with cooling air deflectors and method
JP4675638B2 (ja) * 2005-02-08 2011-04-27 本田技研工業株式会社 ガスタービンエンジンの２次エア供給装置
FR2892454B1 (fr) * 2005-10-21 2008-01-25 Snecma Sa Dispositif de ventilation de disques de turbine dans un moteur a turbine a gaz
FR2893359A1 (fr) * 2005-11-15 2007-05-18 Snecma Sa Lechette annulaire destinee a un laryrinthe d'etancheite, et son procede de fabrication
US7607307B2 (en) * 2006-01-06 2009-10-27 General Electric Company Methods and apparatus for controlling cooling air temperature in gas turbine engines
DE102007023380A1 (de) * 2007-05-18 2008-11-20 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbine
FR2918414B1 (fr) * 2007-07-06 2013-04-12 Snecma Dispositif d'alimentation en air de ventilation des aubes de turbine basse pression d'un moteur a turbine a gaz ; segment pour l'arret axial et la ventilation des aubes de turbine basse pression
US7946801B2 (en) * 2007-12-27 2011-05-24 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling
FR2937371B1 (fr) * 2008-10-20 2010-12-10 Snecma Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine
US8262356B2 (en) * 2009-01-30 2012-09-11 General Electric Company Rotor chamber cover member having aperture for dirt separation and related turbine
US8307662B2 (en) * 2009-10-15 2012-11-13 General Electric Company Gas turbine engine temperature modulated cooling flow
GB201010929D0 (en) * 2010-06-30 2010-08-11 Rolls Royce Plc A turbine rotor assembly
GB201015028D0 (en) * 2010-09-10 2010-10-20 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB201016597D0 (en) * 2010-10-04 2010-11-17 Rolls Royce Plc Turbine disc cooling arrangement
FR2968718B1 (fr) * 2010-12-10 2013-01-18 Snecma Turboreacteur comprenant un circuit de prelevement d'air de refroidissement a variation de debit automatique
US8684660B2 (en) * 2011-06-20 2014-04-01 General Electric Company Pressure and temperature actuation system
FR2981132B1 (fr) * 2011-10-10 2013-12-06 Snecma Ensemble pour turbomachine a refroidissement de disque
US20150345426A1 (en) * 2012-01-31 2015-12-03 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
WO2014014535A2 (en) * 2012-04-27 2014-01-23 General Electric Company Air accelerator on tie rod within turbine disk bore
WO2014133659A1 (en) * 2013-03-01 2014-09-04 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. High pressure compressor thermal management and method of assembly and cooling
EP2964898B1 (en) * 2013-03-06 2019-01-16 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine with soft mounted pre-swirl nozzle
FR3018094B1 (fr) * 2014-02-28 2021-12-03 Snecma Rotor de soufflante pour une turbomachine telle qu'un turboreacteur multiflux entraine par reducteur
US10167723B2 (en) * 2014-06-06 2019-01-01 United Technologies Corporation Thermally isolated turbine section for a gas turbine engine
US10316753B2 (en) * 2014-09-19 2019-06-11 The Boeing Company Pre-cooler inlet ducts that utilize active flow-control and systems and methods including the same
GB201417038D0 (en) * 2014-09-26 2014-11-12 Rolls Royce Plc A bladed rotor arrangement
US10208668B2 (en) * 2015-09-30 2019-02-19 Rolls-Royce Corporation Turbine engine advanced cooling system
GB201602857D0 (en) * 2016-02-18 2016-04-06 Rolls Royce Plc Connection of rotatable parts
EP3244006B1 (en) * 2016-03-31 2018-11-21 Rolls-Royce plc A shaft and a turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
US20170030196A1 (en) 2017-02-02
US10428656B2 (en) 2019-10-01
EP3124742B1 (de) 2018-11-07
EP3124742A1 (de) 2017-02-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2698504T3 (es) Turbina de gas
US8753070B2 (en) Device and method for redirecting a leakage current
WO2015146854A1 (ja) 分割環冷却構造及びこれを有するガスタービン
EP2559857B1 (en) Gas turbine and turbine stationary blade for same
EP3186485A1 (en) Cooling concept for turbine blades or vanes
ES2743501T3 (es) Rejilla guía de salida y turborreactor de doble flujo con una rejilla guía de salida
US10378372B2 (en) Turbine with cooled turbine guide vanes
GB2500274A (en) Bladeless fan with channel to increase volume and speed of flow
US10533458B2 (en) Turbine ventilation structure
US20130129498A1 (en) Diffuser, in particular for an axial flow machine
US20160131028A1 (en) Gas turbine
US9638199B2 (en) Ram air fan inlet shroud
EP3014074A1 (en) Aft outer rim seal arrangement
US10774750B2 (en) Compressor with stator vane configuration in vicinity of bleed structure, and gas turbine engine
RU2013118661A (ru) Система (варианты) и способ охлаждения турбины
EP3489527B1 (en) Compressor with offset diffuser for integral bleed
NZ602493A (en) Turbine with radial inlet and outlet rotor for use in bi-directional flows
US9822792B2 (en) Assembly for a fluid flow machine
US10361607B2 (en) Alternator with series fans
KR20180053382A (ko) 가스 터빈 로터, 가스 터빈 및 가스 터빈 설비
CN106232941B (zh) 控制使用冲击管的被冷却的涡轮机导叶或叶片中的冷却流
US20130121807A1 (en) Axial compressor for fluid-flow machines
RU2013104194A (ru) Газотурбинная установка и компрессорная секция газотурбинной установки (варианты)
JP6580494B2 (ja) 排気フレーム
CA2893237C (en) Compressor rotor with anti-vortex fins