ES2820759T3 - Módulo de turbina para una turbomaquinaria - Google Patents

Abstract

Módulo de turbina (10) para una turbomaquinaria (1), que tiene una primera estructura de flujo rotacional (6) y una segunda estructura de flujo rotacional (21), cuyas estructuras de flujo rotacional (6, 21) se disponen en un conducto de gas caliente (36) delimitado por el módulo de turbina (10) y diseñado para guiar un gas caliente, y que siguen uno tras otro en una dirección rotacional (37) relativa a un eje longitudinal (2) del módulo de turbina (10), en donde cada una de las estructuras de flujo rotacional (6, 21) tiene un borde delantero (6a, 21a) con respecto al flujo rotacional en el conducto de gas caliente (36) y un borde trasero (6b, 21b) aguas abajo del mismo, y la segunda estructura de flujo rotacional (21) está provista de un álabe deflector, en donde la segunda estructura de flujo rotacional (21) tiene un perfil de menor grosor que la primera estructura de flujo rotacional (6), y en donde la primera estructura de flujo rotacional (6) está dispuesta en el lado de succión de la segunda estructura de flujo rotacional (21) y una primera parte del gas caliente, que fluye entre la primera estructura de flujo rotacional (6) y la segunda estructura de flujo rotacional (21) que está rotacionalmente adyacente a ella, pasa aguas arriba de una primera área de entrada (46) que está situada en una pared del lado de presión de la primera estructura de flujo rotacional (6) y del borde delantero (21a) de la segunda estructura de flujo rotacional (21), caracterizado porque el conducto de gas caliente (36) está encerrado por un ancho radial (35) en relación con el eje longitudinal (2) del módulo de turbina (10), que cambia en dirección rotacional (37), en donde el ancho radial (35) del conducto de gas caliente (36) en la primera área de entrada (46) es mayor en la pared del lado de presión de la primera estructura de flujo rotacional (6) que en el borde delantero (21a) de la segunda estructura de flujo rotacional (21).

Description

DESCRIPCIÓN

Módulo de turbina para una turbomaquinaria

Campo técnico

La presente invención se refiere a un módulo de turbina para una turbomaquinaria, con estructuras de flujo rotacional para el flujo rotacional en el conducto de gas caliente.

Estado de la técnica

En el caso de una turbomaquinaria, por ejemplo, puede tratarse de un motor a reacción, por ejemplo, un turborreactor de doble flujo. En términos de funcionamiento, la turbomaquinaria se divide en un compresor, una cámara de combustión y una turbina. En el caso de un motor a reacción, por ejemplo, el aire aspirado es comprimido por el compresor y quemado en la cámara de combustión posterior con queroseno añadido. El gas caliente resultante, una mezcla de gas de combustión y aire, fluye a través de la turbina y se expande. El gas caliente fluye a través de un volumen en un trayecto desde la cámara de combustión a través de la turbina hasta la boquilla, en donde en este caso, se considera primero un módulo de turbina y, por lo tanto, una sección de este trayecto o volumen. La parte del módulo de turbina a través de la cual fluye el gas caliente se llama "conducto de gas caliente".

El módulo de turbina en cuestión limita así el conducto de gas caliente radialmente hacia adentro y radialmente hacia afuera. Por otro lado, tiene varias estructuras de flujo rotacional dispuestas en el conducto de gas caliente. Al menos algunas de ellas están diseñadas como álabes deflectores, otras son preferentemente puntales de soporte o revestimientos correspondientes, el módulo de turbina puede ser una carcasa intermedia de la turbina (Mid Turbine Frame). Al igual que la referencia anterior a un motor a reacción, esta tiene por objeto ilustrar el presente tema, pero en principio no pretende limitarlo en su generalidad. Una turbomaquinaria también puede ser una turbina estacionaria de gas o de vapor. La patente alemana núm. DE 102004036594 A1 revela una estructura de flujo rotacional similar para una turbina de gas con nervaduras de soporte y nervaduras guía en el conducto de flujo.

La patente europea núm. EP 3 121 383 A1 se refiere a una carcasa intermedia de turbina con puntales de soporte o carenados, entre los cuales se disponen las paletas guía para la optimización del flujo. Estos tienen diferentes longitudes de cuerda axiales y están escalonados en los carenados.

La patente de los Estados Unidos núm. US 2010/0272566 A1 también se refiere a una carcasa intermedia con carenados y paletas guía, en donde las paletas guía se utilizan además para la optimización del flujo.

Presentación de la invención

La presente invención tiene el objetivo técnico de proporcionar un módulo de turbina particularmente ventajoso.

De acuerdo con la invención, este objetivo se logra con el módulo de turbina de acuerdo con la reivindicación 1. El módulo de turbina tiene una primera y una segunda estructura de flujo rotacional, la segunda estructura de flujo rotacional se proporciona como un álabe deflector y tiene un grosor de perfil más pequeño que la primera estructura de flujo rotacional. Las estructuras de flujo rotacional se disponen de forma rotacional una tras otra, es decir, tienen al menos una cierta superposición axial. Con la primera y la segunda estructura de flujo rotacional de aire, se combinan en un módulo diferentes estructuras de flujo rotacional de aire ("gruesa" y "delgada, deflectora"), que normalmente se proporcionan axialmente de forma sucesiva en secciones o etapas separadas. Esta combinación puede ser ventajosa en la medida en que un número relativamente pequeño de primeras estructuras de flujo rotacional (gruesas) se proporciona generalmente en una rotación completa. Por consiguiente, el gas caliente no sería guiado sobre áreas de distribución comparativamente grandes. Una primera mejora se logra con los segundos álabes deflectores (delgados), ya que se puede establecer un ángulo de descarga uniforme, por ejemplo. Esto puede ser ventajoso, por ejemplo, en lo que respecta a la uniformidad del flujo hacia el rotor posterior. Sin embargo, los inventores han encontrado que incluso en el caso de un ángulo de descarga uniforme, las irregularidades pueden mantenerse en el número de Mach o el flujo de masa. Estas están condicionadas solo por un cambio de la distribución (álabe grueso uno/varios álabes delgados), por lo que, de acuerdo con la invención, se varía además el ancho radial del conducto de gas caliente. Con el ancho variable del conducto, por ejemplo, se puede redistribuir y hacer más uniforme el flujo de masa cerca de la pared. Metafóricamente hablando, el flujo de gas caliente se esfuerza por alcanzar la mayor sección transversal libre, es decir, donde el ancho radial es mayor, disolviendo así las convergencias de las capas límite y evitando las irregularidades. Mediante el ajuste del ancho axial puede elevarse ventajosamente el grado de incidencia.

Las modalidades preferidas se encuentran en las reivindicaciones dependientes y en toda la descripción, en donde en la presentación de las características no siempre se diferencia en detalle entre el módulo de turbina o la turbomaquinaria o también las aplicaciones o procesos de trabajo correspondientes. En cualquier caso, esta descripción debe leerse implícitamente con respecto a todas las categorías de reivindicaciones.

Cada una de las estructuras de flujo rotacional tiene un borde delantero y un borde trasero, entre los cuales se extienden dos superficies laterales opuestas de la correspondiente estructura de flujo rotacional. El grosor del perfil se mide entre las superficies laterales. En detalle, la mediana del perfil entre el borde delantero y el borde trasero de la correspondiente estructura de flujo rotacional se extiende centralmente entre las superficies laterales, y el grosor del perfil es el mayor diámetro de un círculo en la mediana del perfil (el círculo toca las superficies laterales, el centro está sobre la mediana del perfil). Por ejemplo, el álabe deflector delgado puede tener un grosor de perfil al menos un 50 %, 60 %, 70 % u 80 % menor que la primera estructura de flujo rotacional, con posibles límites superiores (independientes de estos) de, por ejemplo, 99 %, 97 % o 95 % como máximo (la preferencia aumenta a medida que se nombran).

En la medida en que las estructuras de flujo rotacional se comparan generalmente entre sí en el contexto de esta descripción, el diseño de la estructura correspondiente se basa en su centro radial correspondiente. Por tanto, se considera la forma a media altura (medida radialmente) de la estructura de flujo rotacional correspondiente o el álabe deflector o la hoja de la paleta. Radialmente en el centro del conducto de gas puede ser mayor la influencia en el flujo. Sin embargo, se prefiere que cada estructura tenga una forma correspondiente en toda su altura en relación con las demás (al menos en comparación con igual altura porcentual). En general, en el contexto de esta descripción, "axial" se refiere al eje longitudinal del módulo de turbina, es decir, el eje longitudinal de la turbomaquinaria, que coincide, por ejemplo, con el eje de rotación de los rotores. "Radial" se refiere a las direcciones radiales perpendiculares a ella y que apuntan hacia afuera de ella, y una "rotación" o "rotacional" o en “dirección rotacional” se refiere a la rotación alrededor del eje longitudinal. A los efectos de esta descripción, "un" y "uno" deben leerse como artículos indefinidos y, por lo tanto, siempre como "al menos un" o "al menos uno", correspondientemente, a menos que se indique expresamente lo contrario. En lo referente al "ancho radial del conducto de gas caliente", en particular la variación del mismo, no se tienen en cuenta las estructuras de flujo rotacional en sí mismas, es decir, se mide como base un conducto de gas caliente (teóricamente) libre de las estructuras de flujo rotacional.

En una rotación completa suele haber una pluralidad de primeras y segundas estructuras de flujo rotacional, que preferentemente se disponen con simetría de rotación e iguales desde el punto de vista constructivo. Además, también puede haber otros álabes deflectores delgados entre dos primeras estructuras de flujo rotacional (gruesas) (tercera y cuarta u otras estructuras de flujo rotacional), véase también el ejemplo de modalidad para la ilustración.

Como ya se ha mencionado, la primera estructura de flujo rotacional ("álabe grueso") está pensada preferentemente como un puntal de soporte de carga o como un revestimiento, especialmente como un revestimiento de un puntal de soporte de carga. Por "puntal de soporte" se entiende un componente de la turbomaquinaria que soporta la carga, preferentemente el puntal de soporte (junto con otros puntales de soporte dispuestos de forma rotacional) porta el cojinete del eje de la turbina, en particular el eje de la turbina de alta presión. El cojinete está dispuesto preferentemente en la carcasa intermedia de la turbina (Mid Turbine Frame). Cada uno de los puntales de soporte se puede extender radialmente hacia fuera del cojinete y así mantener el cojinete centrado dentro de la carcasa en forma de rayos.

Preferentemente la primera estructura de flujo rotacional es un revestimiento, en el que, por ejemplo, también se puede guiar una línea de suministro, preferentemente es un revestimiento de un puntal de soporte, por lo que por razones aerodinámicas está unido al componente de soporte real. Dicho revestimiento también se conoce como carenado. Los carenados tienen una relación de paso relativamente grande (t/l) de 1 a 1,5. En una rotación completa, por ejemplo, se pueden proporcionar al menos 6, 7, 8 o 9 carenados, los límites superiores posibles son, por ejemplo, como máximo 20, 18, 16 o 15. La función de soporte de la carga o el encerramiento del puntal de soporte requiere un cierto tamaño estructural, es decir, un gran grosor del perfil. Esto es desventajoso desde el punto de vista aerodinámico, pero se compensa al menos parcialmente por la combinación con el álabe deflector delgado. En general, la primera estructura de flujo rotacional también se puede diseñar de manera que no sea redireccionable, preferentemente apenas es redireccionable con menos de 5°, pero no tiene ningún efecto sobre el flujo (debido a los cambios en el radio y el remolino, no se transfiere ningún impulso al flujo).

En una modalidad preferida, el ancho radial del conducto de gas caliente en la dirección rotacional cambia en la cantidad de al menos 2 %, preferentemente al menos 3 %. El cambio porcentual se refiere a un valor medio del ancho radial medido en la misma posición axial a lo largo de una rotación completa (360°). Por otra parte, el ancho radial debe ser localmente más pequeño o más grande por lo menos en un 2 % o 3 % (esto significa "con respecto al total"). Los límites superiores ventajosos, que en general también pueden ser de interés independientemente de los límites inferiores y que deben ser revelados, están en un máximo del 8 %, 7 %, 6 % o 5 % (en cada caso, con respecto al total, el ancho radial puede ser por tanto correspondientemente más pequeño o más grande). En particular se puede preferir una desviación de alrededor del 4 %.

En la modalidad preferida, la superficie de la pared de la carcasa, que limita el conducto de gas caliente radialmente hacia el exterior, se forma con una elevación radial y/o una depresión radial, preferentemente varias elevaciones o depresiones. Debido a la influencia de los entrehierros del rotor, se puede producir un vuelco en la superficie de la pared de la carcasa y evitarse la convergencia de la capa límite mediante el diseño con elevaciones/depresiones. El grado de elevación o depresión depende de una superficie de la pared de la carcasa "no perturbada" como referencia, que es circular en la misma posición axial cuando se observa en un plano seccional perpendicular al eje longitudinal (y tiene un radio correspondiente al radio medio de la superficie de la pared de la carcasa "perturbada"). Las elevaciones/depresiones pueden ser largas y estiradas en dirección del flujo, por ejemplo, cada una puede tener forma elíptica.

En una modalidad preferida, en la superficie de la pared del cubo, que limita el conducto de gas caliente radialmente hacia el interior, se forma con una elevación y/o depresión radial, preferentemente varias elevaciones y/o depresiones. En la superficie de la pared del cubo puede ocurrir una anulación como resultado del vórtice del conducto en el cubo del rotor de la turbina de alta presión; las elevaciones/depresiones allí pueden impedir la convergencia de la capa límite y los bloqueos. La referencia es de nuevo una superficie de la pared del cubo con un trayecto ininterrumpido y el mismo radio (medio). En general, un diseño correspondiente de la superficie de la pared del cubo también puede ser una alternativa a una superficie de la pared de la carcasa con trayecto "perturbado" (o viceversa), preferentemente se combinan ambas medidas.

En general, la superficie de la pared de la carcasa se mostrará radialmente hacia adentro en el área de elevación radial (hacia el eje longitudinal) y se desplazará hacia atrás radialmente hacia afuera en el área de depresión (lejos del eje longitudinal). La superficie de la pared del centro sobresale radialmente hacia fuera en el área de una elevación y se vuelve a colocar radialmente hacia dentro en el área de una depresión.

En una modalidad preferida, el ancho radial del conducto de gas caliente es mayor en el lado de succión de la segunda (delgada) estructura de flujo rotacional diseñada como un álabe deflector que en su lado de presión. Así, la sección transversal libre se reduce en el lado de presión y/o aumenta en el lado de succión (en comparación con el valor medio superior), preferentemente ambos. Así, el flujo se desacelera localmente (lado de succión) o se acelera (lado de presión), por lo que se evita la convergencia de las capas límite y las altas resistencias en las paredes del espacio anular.

En una modalidad preferida, que se refiere a una primera estructura de flujo rotacional (álabe grueso) con un lado de succión y un lado de presión, el ancho radial es mayor en el lado de succión que en el lado de presión de la primera estructura de flujo rotacional en un área del borde trasero de la primera estructura de flujo rotacional. Los lados de succión y de presión de la primera estructura de flujo rotacional son resultado de la desviación total.

Esta área del borde trasero está preferentemente entre 70 % y 100 % de la longitud axial de la primera estructura de flujo rotacional. Se considera la parte axial de su longitud de cuerda, medida de arriba a abajo (0 % en el borde delantero, 100 % en el borde trasero). En particular, preferentemente, el área del borde trasero, en la que el ancho radial es mayor en el lado de succión que en el lado de presión, es entre 80 % y 100 % u 85 % y 100 % de la longitud axial.

En una modalidad preferida, la primera estructura de flujo rotacional está dispuesta en el lado de succión de la segunda estructura de flujo rotacional. Las dos estructuras de flujo rotacional están una al lado de la otra rotacionalmente, por ejemplo, la segunda estructura de flujo rotacional (delgada) puede crear una succión en el borde trasero del álabe grueso menos favorable desde el punto de vista aerodinámico. Por tanto, esa segunda estructura de flujo rotacional (delgada) puede acelerar el flujo desde allí a cierta distancia, lo que puede refinar o igualar la rotación por inercia. Ello puede lograrse de manera particularmente ventajosa si el borde trasero de la segunda estructura de flujo rotacional se compensa axialmente aguas abajo del borde trasero de la primera estructura de flujo rotacional.

La parte del gas caliente que fluye entre la primera (gruesa) y la segunda (delgada) estructura de flujo rotacional pasa aguas arriba a través de una primera área de entrada (por lo que esta parte del gas caliente también se llama "primera parte"). Entre las estructuras de flujo rotacional, el gas caliente está limitado a ambos lados (perpendicularmente a la dirección del flujo) por las estructuras de flujo rotacional, en el área de entrada por ninguna o en cualquier caso por la primera estructura de flujo rotacional (hacia un lado). De acuerdo con la invención, el ancho radial del conducto de gas caliente en esta área de entrada es mayor en la pared del lado de presión de la primera estructura de flujo rotacional (álabe grueso) que en el borde delantero de la segunda estructura de flujo rotacional. Una simulación de las distribuciones de la presión, por ejemplo, puede mostrar que un ajuste correspondiente de los anchos conduce a una redistribución o igualación ventajosa del flujo de masa.

En una modalidad preferida, se proporciona una tercera estructura de flujo rotacional (delgada). La tercera estructura de flujo rotacional está dispuesta entonces en el lado de presión de la segunda estructura de flujo rotacional, y la primera estructura de flujo rotacional en el lado de succión de la segunda estructura de flujo rotacional. Se prefiere una disposición en la que los bordes delanteros de las estructuras de flujo rotacional delgadas se compensan cada vez más axialmente, es decir, los de la tercera estructura de flujo rotacional se compensan axialmente aguas abajo de los de la segunda estructura de flujo rotacional. En general, también es concebible un desplazamiento de los bordes traseros, preferentemente los bordes traseros de las estructuras de flujo rotacional delgadas están al mismo nivel axial, es decir, las estructuras de flujo rotacional delgadas tienen una longitud axial diferente. Los bordes traseros de las estructuras de flujo rotacional delgadas pueden estar desplazados axialmente aguas abajo de los de la primera estructura de flujo rotacional (gruesa), pero también pueden estar a la misma altura axial.

En una modalidad preferida, el ancho radial del conducto de gas caliente en el lado de succión de la tercera estructura de flujo rotacional es mayor que en el lado de presión de esta, preferentemente más pequeño en el lado de succión y al mismo tiempo mayor que un ancho radial medio en el lado de presión.

Otra modalidad preferida se refiere a una segunda parte del gas caliente, a saber, la parte que fluye entre la segunda y la tercera estructuras de flujo rotacional. Esta segunda parte del gas caliente pasa aguas arriba de una segunda área de entrada en la que el gas caliente está (aún) encerrado a ambos lados por las segunda y tercera estructuras de flujo rotacional, véase también las notas anteriores. En esta segunda área de entrada, el ancho radial del conducto de gas caliente preferentemente se reduce, es decir, es menor que un valor medio formado en la misma posición axial durante una rotación completa.

En una modalidad preferida, se proporciona una cuarta estructura de flujo rotacional, diseñada como un álabe deflector con un lado de succión y un lado de presión. Esta se proporciona en el lado de presión de la tercera estructura de flujo rotacional, es decir, en el lado de presión de la primera estructura de flujo rotacional gruesa sigue primero la segunda estructura de flujo rotacional (delgada), luego la tercera estructura de flujo rotacional (delgada) y finalmente sigue la cuarta estructura de flujo rotacional (delgada). Preferentemente, las estructuras de flujo rotacional se desplazan con su borde delantero cada vez más hacia abajo (en el orden en que se nombran). Preferentemente, el conducto de gas caliente se adapta de nuevo de tal manera que el ancho radial es mayor en el lado de succión de la cuarta estructura de flujo rotacional que en el lado de presión.

Una modalidad preferida se refiere a la parte del gas caliente que fluye entre la tercera y cuarta estructuras de flujo rotacional y se llama "tercera parte". Aguas arriba, esta tercera parte del gas caliente pasa por una tercera área de entrada donde el gas caliente está (aún) encerrado a ambos lados por las estructuras de flujo rotacional. En esta tercera área de entrada, el ancho radial del conducto de gas caliente preferentemente se reduce, es decir, es menor que un valor medio formado en la misma posición axial en una rotación completa.

La invención también se refiere a una turbomaquinaria con un módulo de turbina como el descrito aquí, en particular un motor de reacción. El módulo de turbina puede ser preferentemente una carcasa intermedia de la turbina (Mid Turbine Frame), ver arriba.

La invención también se refiere a un método de funcionamiento de un módulo de turbina descrito o una turbina correspondiente en el que el gas caliente fluye a través del conducto de gas caliente. En particular, una primera parte del gas caliente puede fluir entonces a través de la primera área de entrada (véase más arriba) y/o una segunda parte puede fluir a través de la segunda área de entrada y/o una tercera parte puede fluir a través de la tercera área de entrada.

Breve descripción de los dibujos

A continuación, se explicará la invención con más detalle mediante ejemplos de modalidad, en donde las características individuales dentro del ámbito de las reivindicaciones dependientes también pueden ser esenciales para la invención en otras combinaciones y no se hace ninguna distinción en detalle entre las diferentes categorías de reivindicaciones.

Se muestran:

En la Figura 1, una sección de un motor a reacción;

En la Figura 2, una vista detallada esquemática de la Figura 1;

En la Figura 3, una ingeniosa disposición de las estructuras de flujo rotacional en una carcasa intermedia de la turbina del motor a reacción de acuerdo con la Figura 1.

Modalidad preferida de la invención

La Figura 1 muestra una vista seccional de una turbomaquinaria 1, específicamente de un motor a reacción. La Figura 2 muestra una vista detallada esquemática de esta, las siguientes observaciones se refieren a ambas figuras. Funcionalmente, la turbomaquinaria 1 se divide en el compresor 1a, la cámara de combustión 1b y la turbina 1c. Tanto el compresor 1a como la turbina 1c constan cada uno de varios componentes o etapas, cada una de las cuales conforman regularmente una corona de paleta guía y una corona de palas del rotor. Durante el funcionamiento, las coronas de las palas del rotor giran alrededor del eje longitudinal 2 de la turbomaquinaria 1. El eje de la turbina 3 es accionado por un cojinete 4, sostenido por los puntales de soporte 5 (parcialmente marcados con líneas discontinuas) en el resto de la turbomaquinaria 1. En el área del conducto de gas caliente, cada uno de los puntales de soporte 5 está revestido por razones aerodinámicas y también térmicas, a saber, por una primera estructura de flujo rotacional 6, que representa un revestimiento, conocido también como carenado. Este módulo de turbina 10 es la llamada carcasa intermedia de la turbina. En el caso de la turbomaquinaria 1 de acuerdo con la invención, este módulo está diseñado integralmente con la siguiente corona de paletas guía.

La Figura 3 muestra, como parte del módulo de turbina 10, una disposición con la primera estructura de flujo rotacional (gruesa) 6, junto con una segunda estructura de flujo rotacional 21, una tercera estructura de flujo rotacional 22 y una cuarta estructura de flujo rotacional 23. La segunda, la tercera y la cuarta estructuras de flujo rotacional 21, 22 y 23 están diseñadas cada una como un álabe deflactor con un lado de succión (en la figura de arriba) y un lado de presión (en la figura de abajo). El grosor del perfil de estos álabes deflectores delgados es solo un 30 % del grosor del perfil de la primera estructura de flujo rotacional 6, es decir, los carenados (en el diagrama esquemático de acuerdo con la Figura 3 los álabes deflectores delgados se muestran de forma simplificada como líneas sin grosor de perfil).

Cada una de las estructuras de flujo rotacional 6, 21,22, 23 tiene un borde delantero 6a, 21a, 22a, 23a y aguas abajo un borde trasero correspondiente 6b, 21b, 22b, 23b. Los bordes delanteros 6a, 21a, 22a, 23a se desplazan cada vez más axialmente aguas abajo de la primera estructura de flujo rotacional 6 a través de la segunda estructura de flujo rotacional 21 y la tercera estructura de flujo rotacional 22 hacia la cuarta estructura de flujo rotacional 23. En el presente diagrama, los bordes traseros 6b, 21b, 22b, 23b están en la misma posición axial, pero los bordes traseros 21b, 22b, 23b del álabe deflector delgado también podrían estar desplazados axialmente aguas abajo de los de la primera estructura de flujo rotacional 6. En general, la segunda, la tercera y la cuarta estructuras de flujo rotacional 21,22, 23 pueden mejorar la primera estructura de flujo rotacional 6, que es desfavorable desde el punto de vista aerodinámico, en particular pueden refinar o incluso ayudar a mejorar la marcha por inercia y por lo tanto el flujo hacia el siguiente rotor 30 (con el sistema de álabes 31).

Además, de acuerdo con la invención, se varía un ancho radial 35 del conducto de gas caliente 36 (ver Figura 2 con respecto a los números de referencia), es decir, cambia en cualquier caso en una dirección rotacional 37 y preferentemente también en la dirección axial 38, ver Figura 3.

Para ello se forman una superficie de la pared del cubo 39, que delimita el conducto de gas caliente 36 radialmente hacia adentro, y una superficie de la pared de la carcasa 40, que delimita el conducto de gas caliente 36 radialmente hacia afuera, cada una con elevaciones 41 y depresiones 42. En la Figura 3, cada uno de ellos está dibujado en un círculo a modo de ejemplo, pero también pueden tener una forma alargada, por ejemplo, elíptica. Para mayor claridad, no todas las elevaciones (+) y depresiones (-) están marcadas con su propio número de referencia. En el área de una correspondiente elevación 41, las superficies de la pared 39, 40 se curvan en el conducto de gas caliente 36, es decir, la sección transversal del conducto se estrecha. Por el contrario, en el área de las depresiones 42, las superficies de las paredes 39, 40 están abolladas, es decir, están curvadas con respecto al conducto de gas caliente 36, es decir, la sección transversal del flujo se aumenta.

Como se puede ver en la Figura 3, en el caso de los álabes deflectores delgados el conducto se estrecha en el lado de presión y se ensancha en el lado de succión. También en el área del borde trasero 45 de la primera estructura de flujo rotacional 6 el conducto se estrecha en el lado de presión y se ensancha en el lado de succión. También hay una primera área de entrada 46, una segunda área de entrada 47 y una tercera área de entrada 48. El gas caliente pasa a través de cada una de las áreas de entrada 46, 47, 48 antes de fluir entre las correspondientes estructuras de flujo rotacional adyacentes. Como puede verse en la Figura 3, en la primera área de entrada 46 el conducto se ensancha en el lado de presión de la primera estructura de flujo rotacional 6, pero se estrecha en el borde delantero 21a de la segunda estructura de flujo rotacional 21. Además, el conducto se estrecha en la segunda área de entrada 47, pero se ensancha de nuevo en la tercera área de entrada 48. En general, con la disposición mostrada, se puede lograr una desaceleración local (conducto estrechado) o una aceleración (conducto ensanchado) en la afluencia y, por lo tanto, se puede evitar la convergencia de la capa límite y los altos bloqueos en las paredes 39, 40. Para ello, el ancho radial 35 se extiende en las áreas de convergencia de la capa límite, como se muestra.

Lista de referencia de los dibujos:

Turbomaquinaria 1

Compresor de esta 1a

Cámara de combustión de esta 1b

Turbina de esta 1c

Eje longitudinal 2

Eje de la turbina 3

Cojinete 4

Puntales de soporte 5

Primera estructura de flujo rotacional 6

Borde delantero de esta 6a

Borde trasero de esta 6b

Módulo de turbina 10

Segunda estructura de flujo rotacional 21

Borde delantero de esta 21a

Borde trasero de esta 21b

Tercera estructura de flujo rotacional 22

Borde delantero de esta 22a

Borde trasero de esta 22b

Cuarta estructura de flujo rotacional 23

Borde delantero de esta 23a

Borde trasero de esta 23b Rotor 30 Sistema de alabes 31 Ancho radial 35 Conducto de gas caliente 36 Dirección rotacional 37 Dirección axial 38 Superficie de la pared del cubo 39 Superficie de la pared de la carcasa 40 Elevación 41 Depresión 42 Área del borde trasero 45 Primera área de entrada 46 Segunda área de entrada 47 Tercera área de entrada 48

Claims (14)

REIVINDICACIONES

1. Módulo de turbina (10) para una turbomaquinaria (1), que tiene

una primera estructura de flujo rotacional (6) y

una segunda estructura de flujo rotacional (21),

cuyas estructuras de flujo rotacional (6, 21) se disponen en un conducto de gas caliente (36) delimitado por el módulo de turbina (10) y diseñado para guiar un gas caliente, y que siguen uno tras otro en una dirección rotacional (37) relativa a un eje longitudinal (2) del módulo de turbina (10),

en donde cada una de las estructuras de flujo rotacional (6, 21) tiene un borde delantero (6a, 21a) con respecto al flujo rotacional en el conducto de gas caliente (36) y un borde trasero (6b, 21b) aguas abajo del mismo, y la segunda estructura de flujo rotacional (21) está provista de un álabe deflector,

en donde la segunda estructura de flujo rotacional (21) tiene un perfil de menor grosor que la primera estructura de flujo rotacional (6),

y en donde la primera estructura de flujo rotacional (6) está dispuesta en el lado de succión de la segunda estructura de flujo rotacional (21) y una primera parte del gas caliente, que fluye entre la primera estructura de flujo rotacional (6) y la segunda estructura de flujo rotacional (21) que está rotacionalmente adyacente a ella, pasa aguas arriba de una primera área de entrada (46) que está situada en una pared del lado de presión de la primera estructura de flujo rotacional (6) y del borde delantero (21a) de la segunda estructura de flujo rotacional (21),

caracterizado porque el conducto de gas caliente (36) está encerrado por un ancho radial (35) en relación con el eje longitudinal (2) del módulo de turbina (10), que cambia en dirección rotacional (37),

en donde el ancho radial (35) del conducto de gas caliente (36) en la primera área de entrada (46) es mayor en la pared del lado de presión de la primera estructura de flujo rotacional (6) que en el borde delantero (21a) de la segunda estructura de flujo rotacional (21).

2. Módulo de turbina (10) de acuerdo con la reivindicación 1, en el que el ancho radial (35) del conducto de gas caliente (36) cambia en la dirección rotacional (37) en una cantidad de al menos el 2 % y no más del 8 %, en relación con un valor medio del ancho radial (35) formado en la misma posición axial durante una rotación completa.

3. Módulo de turbina (10) de acuerdo con la reivindicación 1 o 2, en el que se forma una superficie de la pared de la carcasa (40) del módulo de turbina (10), que delimita el conducto de gas caliente (36) radialmente hacia el exterior, con una elevación radial (41) y/o una depresión radial (42).

4. Módulo de turbina (10) de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que la superficie de la pared del cubo (39) del módulo de turbina (10), que delimita el conducto de gas caliente (36) radialmente hacia el interior, se forma con una elevación radial (41) y/o una depresión radial (42).

5. Módulo de turbina (10) de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que la segunda estructura de flujo rotacional (21) provista como álabe deflector tiene un lado de succión y un lado de presión, en donde el ancho radial (35) del conducto de gas caliente (36) es mayor en el lado de succión de la segunda estructura de flujo rotacional (21) que en el lado de presión de la segunda estructura de flujo rotacional (21).

6. Módulo de turbina (10) de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que la primera estructura de flujo rotacional (6) tiene un lado de succión y un lado de presión, en donde en un área del borde trasero (45) de la primera estructura de flujo rotacional (6), el ancho radial (35) del conducto de gas caliente (36) es mayor en el lado de succión de la primera estructura de flujo rotacional (6) que en el lado de presión de la primera estructura de flujo rotacional (6).

7. Módulo de turbina (10) de acuerdo con la reivindicación 6, en la que el área del borde trasero (45) se encuentra entre el 70 % y el 100 % de la longitud axial, medida en dirección descendente, de la primera estructura de flujo rotacional (6).

8. Módulo de turbina (10), de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, que tiene una tercera estructura de flujo rotacional (22) que está provista como un álabe deflector con un lado de succión y un lado de presión y tiene un grosor de perfil más pequeño que la primera estructura de flujo rotacional (6), en donde la tercera estructura de flujo rotacional (22) está dispuesta en el lado de presión de la segunda estructura de flujo rotacional (21) y la primera estructura de flujo rotacional (6) está dispuesta en el lado de succión de la segunda estructura de flujo rotacional (21).

9. Módulo de turbina (10) de acuerdo con la reivindicación 8, en el que el ancho radial (35) del conducto de gas caliente (36) es mayor en el lado de succión de la tercera estructura de flujo rotacional (22) que en el lado de presión de la tercera estructura de flujo rotacional (22).

10. Módulo de turbina (10) de acuerdo con la reivindicación 8 o 9, en el que una segunda parte del gas caliente que fluye entre la segunda estructura de flujo rotacional (21) y la tercera estructura de flujo rotacional (22) aguas arriba pasa por una segunda área de entrada (47) en la que el ancho radial (35) del conducto de gas caliente (36) es menor que un valor medio del ancho radial (35) formado en la misma posición axial durante una rotación completa.

11. Módulo de turbina (10) de acuerdo con una de las reivindicaciones 8 a 10, que tiene una cuarta estructura de flujo rotacional (23) que está provista como un álabe deflector con un lado de succión y un lado de presión y tiene un grosor de perfil más pequeño que la primera estructura de flujo rotacional (6) y está dispuesta en el lado de presión de la tercera estructura de flujo rotacional (22), en donde el ancho radial (35) del conducto de gas caliente (36) es mayor en el lado de succión de la cuarta estructura de flujo rotacional (23) que en el lado de presión de la cuarta estructura de flujo rotacional (23).

12. Módulo de turbina (10) de acuerdo con la reivindicación 11, en el que una tercera parte del gas caliente que fluye entre la tercera estructura de flujo rotacional (22) y la cuarta estructura de flujo rotacional (23) pasa aguas arriba de una tercera área de entrada (48) en la que el ancho radial (35) del conducto de gas caliente (36) es menor que un valor medio del ancho radial (35) formado en la misma posición axial durante una rotación completa.

13. Turbomaquinaria (1), en particular un motor a reacción, que tiene un módulo de turbina (10) de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores.

14. Método de funcionamiento de un módulo de turbina (10) de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 12 o de una turbomaquinaria (1) de acuerdo con la reivindicación 13, en el que el gas caliente fluye por el conducto de gas caliente (36).