ES2913083T3 - Motor de turbina de gas - Google Patents

Abstract

Un motor de turbina (10) que comprende un conducto de flujo anular, comprendiendo el conducto de flujo una pluralidad de álabes (34) que define el conducto de flujo alrededor de un eje de la turbina (CL), comprendiendo la pluralidad de álabes: una sección de perfil aerodinámico (60) que comprende superficies de presión y succión que se extienden desde un borde de ataque (62) hasta un borde de fuga (64); una plataforma interior (52) conectada a la sección de perfil aerodinámico a lo largo de un límite de flujo interior (54), extendiéndose el límite de flujo interior desde una región de entrada aguas arriba (66) de los álabes hasta una región de salida aguas abajo (68) de los álabes; y una plataforma exterior (56) conectada a la sección de perfil aerodinámico a lo largo de un límite de flujo exterior (58), extendiéndose el límite de flujo exterior desde la región de entrada aguas arriba hasta la región de salida aguas abajo; en donde el conducto de flujo comprende además un área de entrada (A1) y un área de salida (A2), en donde el área de entrada (A1) tiene: un radio interior (RID) definido como la distancia radial desde el eje de la turbina (CL) hasta el límite de flujo interior (54) en el extremo aguas arriba de la plataforma interior (52), y un radio exterior (ROD) definido como la distancia radial desde el eje de la turbina (CL) hasta el límite de flujo exterior (58) en el extremo aguas arriba de la plataforma exterior (56), y el área de salida (A2) tiene: un radio interior (RID) definido como la distancia radial desde el eje de la turbina (CL) hasta el límite de flujo interior (54) en el extremo aguas abajo de la plataforma interior (52), y un radio exterior (ROD) definido como la distancia radial desde el eje de la turbina (CL) hasta el límite de flujo exterior (58) en el extremo aguas abajo de la plataforma exterior (56), y las áreas de entrada y salida se definen de la siguiente manera: **(Ver fórmula)** y **(Ver fórmula)** caracterizado por que una relación de área (AR) entre el área de salida (A2) y el área de entrada (A1) es superior a 2,4 e inferior a 2,9.

Description

DESCRIPCIÓN

Motor de turbina de gas

Antecedentes

La presente invención se refiere, en general, a motores de turbina y, específicamente, al diseño de álabes de turbina. En concreto, la invención se refiere a la geometría del perfil aerodinámico para álabes de turbina.

Los motores de turbina de gas brindan fiabilidad, fuentes eficientes de energía eléctrica y mecánica para su uso en aviación, generación de energía eléctrica, calefacción y refrigeración industriales, producción de combustibles de hidrocarburos, embarcaciones navales y marinas y un abanico de otras necesidades de procesamiento de fluidos. La energía se produce por combustión en un núcleo de turbina que comprende un compresor, una cámara de combustión y una turbina en serie de flujo con una entrada aguas arriba y un escape aguas abajo.

El compresor comprime el aire de la entrada. El aire comprimido se mezcla con combustible en la cámara de combustión y se enciende para producir gases de combustión calientes. Los gases de combustión se expanden en la turbina, que acciona el compresor a través de un árbol común y luego sale a través del escape. La potencia se entrega en forma de energía giratoria en el árbol o empuje reactivo del escape, o como ambos.

En muchas turbinas de gas, hay varias secciones diferentes de turbina y compresor dispuestas en una serie de carretes anidados coaxialmente, que operan a diferentes presiones y velocidades de giro. Las secciones del compresor y la turbina se subdividen en una serie de etapas, que están formadas por filas alternas de palas de rotor y álabes de estator. Las palas y álabes incluyen secciones aerodinámicas que tienen una forma para comprimir, hacer girar y acelerar el aire entrante en la sección del compresor, y generar sustentación y extraer energía giratoria a partir de la expansión del gas de combustión en la sección de la turbina.

Los diseños habituales de compresores y turbinas incluyen etapas de flujo axial, centrífugo y axial/radial, con acoplamientos de árbol directos e indirectos. Dependiendo de la configuración, el compresor también puede proporcionar aire de refrigeración para los componentes del motor aguas abajo, que incluyen el compresor de alta presión y los perfiles aerodinámicos de la turbina y otros elementos de la cámara de combustión, turbina y escape que están expuestos al flujo caliente de fluido de trabajo.

Las turbinas de gas industriales (IGT) basadas en tierra pueden ser bastante grandes y pueden utilizar sistemas complejos de enrollado para una mayor eficacia. Algunas turbinas industriales están configuradas para operación de ciclo combinado, en la que se extrae energía adicional de la corriente de gases de escape parcialmente refrigerada, por ejemplo, en una turbina de vapor. Las turbinas de gas industriales entregan energía a través de un árbol de salida conectado a una carga mecánica, como un generador eléctrico, soplador o bomba.

Las aplicaciones de aviación incluyen motores turborreactor, turboventilador, turbohélice y turboárbol. Los motores turborreactor son un diseño más antiguo, en el que el empuje se genera principalmente desde del escape. Los aviones modernos de alas fijas suelen emplear configuraciones de turboventilador y turbohélice, en las que el carrete bajo está acoplado a un ventilador de propulsión o hélice.

En aviones turbohélice, se utiliza una caja de cambios de reducción para reducir la velocidad punta. En motores turboárbol, que se utilizan en aviones de alas giratorias, la relación de reducción, por lo general, es más elevada. Los motores turboventilador avanzados también pueden incluir mecanismos de accionamiento por engranajes, lo que proporciona un control independiente de la velocidad del ventilador para reducir el ruido del motor y aumentar la eficacia operativa.

La mayoría de los birreactores comerciales están propulsados por motores turboventilador de derivación alta de dos o tres carretes. Los turboventiladores de derivación alta generan la mayor parte de su empuje desde el ventilador, que acciona el flujo de derivación a través de un conducto orientado alrededor del núcleo del motor. También se conocen diseños no conducidos (unducted), que incluyen configuraciones de ventiladores contrarrotatorios e instalados en popa.

Los turboventiladores de derivación baja producen un mayor empuje específico, pero a cierto precio en términos de ruido y eficacia del combustible. Los turboventiladores de derivación baja se utilizan en birreactores militares supersónicos y otros aviones de alto rendimiento, y normalmente están configurados para aumentar el empuje o para combustión retardada. Por lo general, los posquemadores están limitados a un uso de corta duración debido al mayor esfuerzo operativo y el elevado índice de consumo de combustible, pero se conocen diseños de turborreactores de poscombustión continua.

En aplicaciones de aviación, los motores principales también proporcionan potencia para funciones accesorias, incluida la neumática, hidráulica y el control ambiental, ya sea a través del sistema de aire comprimido o accionando una caja de cambios accesoria acoplada a un generador eléctrico (o ambos). Como alternativa, se utiliza una unidad de potencia auxiliar (APU). Los sistemas APU se basan en núcleos de turbinas de pequeña escala (generalmente de un carrete), que operan para generar energía eléctrica y suministrar aire a la cabina mientras el avión está en tierra. Las APU también pueden proporcionar aire comprimido para el arranque del motor principal y pueden configurarse para operar en vuelo y así valer como fuente de potencia de reserva independiente o de emergencia para los sistemas hidráulico, aeroelectrónico y de control de vuelo.

A través de estas aplicaciones, el rendimiento de la turbina depende del control preciso del flujo de fluido de trabajo, que incluye una comprensión detallada de los diversos componentes de flujo subsónico, transónico y supersónico a lo largo de cada sección, entre perfiles aerodinámicos individuales y a lo largo de los límites de flujo adyacentes. En concreto, la eficacia de sustentación, aceleración y giro depende de un abanico de efectos no lineales, que incluyen la separación entre el flujo laminar y turbulento, las transiciones entre capa límite laminar/turbulenta, la vorticidad, la formación de ondas de choque y la interferencia de choque.

Como resultado, el diseño de las palas, álabes y perfiles aerodinámicos de la turbina es una técnica muy compleja, especializada e impredecible, que requiere compensaciones continuas entre un abanico de efectos de flujo difíciles de cuantificar y los mecanismos de pérdida asociados. El diseño real de la pieza se complica aún más por los requisitos de flujo de refrigeración y las limitaciones externas de tamaño, peso y composición del material, en comparación con la salida de empuje requerida, y por los problemas adicionales de fiabilidad y durabilidad en un amplio abanico de presiones y temperaturas del fluido de trabajo, caudales y velocidades del carrete del motor.

La Solicitud de patente europea n.° 2218874 divulga un motor de turbina en línea con la parte de precaracterización de la reivindicación 1.

Sumario

La presente invención se refiere a un motor de turbina según la reivindicación 1. Otras realizaciones se describen en las reivindicaciones dependientes.

Breve descripción de los dibujos

La figura 1 es una vista en sección transversal de un motor de turbina de gas con un anillo de álabes de relación de área elevada.

La figura 2 es una vista axial del anillo de álabes.

La figura 3 es una vista lateral esquemática de un álabe del anillo de álabes.

Descripción detallada

La figura 1 es una vista en sección transversal del motor de turbina de gas 10, en una realización de turboventilador. En esta realización, el motor de turbina 10 comprende un ventilador 12, un conducto de derivación 14, una sección de compresor 16, una cámara de combustión 18 y una sección de turbina 20. El flujo Fⁱ desde la entrada 22 se acelera gracias al ventilador 12 para generar el flujo de derivación F^b a través del conducto de derivación 14 y el flujo central Fe a través de la sección del compresor 16, la cámara de combustión 18 y la sección de turbina 20. El flujo de salida F^e sale del motor de turbina 10 por la salida (tobera de escape) 24.

Para una configuración habitual de dos carretes, la sección del compresor 16 comprende un compresor de baja presión (LPC) 26 y un compresor de alta presión (HPC) 28. La turbina 20 comprende una turbina de alta presión (HPT) 30 y una turbina de baja presión (LPT) 32. El compresor 16 y la turbina 20 se dividen además en varias etapas, que están formadas por filas alternas de álabes 34 de estator y palas 36 de rotor. Cada álabe 34 y pala 36 incluye una sección de perfil aerodinámico con una geometría seleccionada para una baja pérdida, aceleración de alta eficacia, giro, sustentación, compresión y expansión del flujo de fluido de trabajo.

En al menos una etapa del compresor 16 o la turbina 20, los álabes 34 forman un conducto de flujo con una relación de área elevada para mejorar el rendimiento del motor con una separación de flujo reducida, como se describe a continuación. En algunas realizaciones, los álabes 34 de relación de área elevada están dispuestos en un anillo de álabes de turbina, un conducto de transición o una estructura de bastidor giratorio de turbina intermedia (TMTF) colocada entre la primera y la segunda secciones de la turbina, por ejemplo, una sección de turbina de alta presión 30 y una sección de turbina de baja presión 32.

En la configuración de dos carretes y derivación elevada de la figura 1, un árbol de alta presión 38 acopla el compresor de alta presión 28 a la turbina de alta presión 30, formando el carrete de alta presión (HP) o carrete alto. Un árbol de baja presión 40 acopla el compresor de baja presión 26 y el ventilador 12 a la turbina de baja presión 32, formando el carrete de baja presión (LP) o carrete bajo. Los carretes alto y bajo están montados coaxialmente alrededor del eje de la turbina (línea central) C^l, girando el árbol de alta presión 38 y el árbol de baja presión 40 a diferentes velocidades.

El ventilador 12 comprende una serie de palas de ventilador dispuestas alrededor de un disco u otro elemento giratorio. Dependiendo de la realización, el ventilador 12 puede configurarse para operar por derivación alta en un biorreactor comercial o regional, o para operar por derivación baja en un avión de alto rendimiento, tal como un avión de combate militar. En algunos motores, el ventilador 12 está acoplado al carrete bajo (árbol de baja presión 36) a través del mecanismo de accionamiento del ventilador engranado 42, proporcionando un control adicional de la velocidad del ventilador. Como alternativa, el ventilador 12 está acoplado directamente al compresor de baja presión 26 y gira conjuntamente con el árbol de baja presión 38.

Durante la operación del motor de turbina 10, la turbina de alta presión 30 acciona el compresor de alta presión 28. La turbina de baja presión 32 acciona el compresor de baja presión 26 y el ventilador 12, lo que genera empuje acelerando el flujo de aire entrante Fⁱ desde la entrada 22 para crear un flujo de derivación F^b a través del conducto de derivación 14. El compresor de baja presión 26 y el compresor de alta presión 28 comprimen el flujo central F^c para la cámara de combustión 18.

El combustible se inyecta en la cámara de combustión 18, donde se mezcla con el aire comprimido y se enciende para producir gas de combustión caliente. El gas de combustión caliente sale de la cámara de combustión 18 para entrar en la turbina de alta presión 30 y la turbina de baja presión 32, que generan energía giratoria a partir del gas de combustión en expansión. El flujo de salida F^e genera un empuje adicional en la boquilla de escape 24.

Dependiendo de la configuración, el compresor de baja presión 32 puede omitirse, o puede funcionar como un compresor de presión intermedia (IP). Como alternativa, el motor de turbina 10 utiliza un diseño de tres carretes con carretes separados de presión baja, intermedia y alta. En otras realizaciones, el motor de turbina 10 comprende un motor de turboventilador, turbohélice o turboárbol no conducido, una unidad de potencia auxiliar, o una turbina de gas industrial, como se ha descrito anteriormente, y las configuraciones de carrete y árbol varían en consecuencia.

A través de estas diferentes realizaciones, la eficacia termodinámica depende de la relación de presión general; es decir, la relación de presión de estancamiento aguas abajo del compresor 16 y aguas arriba del ventilador 12. En la sección de turbina 20, el rendimiento también depende de la relación de área, que es la relación de las áreas de flujo en sección transversal en la salida y la entrada del conducto de flujo formado por los álabes 34 de la turbina. En concreto, expandir la trayectoria del flujo a un área más grande es beneficioso para la eficacia de la turbina aguas abajo y reduce la tensión vibratoria en las palas 36 de rotor y otros componentes de la turbina.

La figura 2 es una vista axial del anillo de álabes de turbina 50, tomada en dirección aguas abajo a lo largo de la línea central C^l de la figura 1. El anillo de álabes de turbina 50 comprende una pluralidad de álabes 34, dispuestos circunferencialmente alrededor del eje C^l de la turbina.

Cada álabe 34 se extiende a lo largo de una sección de perfil aerodinámico desde la plataforma interior 52 en el límite de flujo 54 del diámetro interior (ID) hasta la plataforma exterior (o cubierta) 56 en el límite de flujo 58 del diámetro exterior (OD). Las secciones de perfil aerodinámico están formadas por superficies convexas (succión) y cóncavas (presión), que se extienden entre los bordes de ataque y de fuga definidos por el flujo de fluido de trabajo.

En una realización, los álabes 34 de turbina individuales están conectados a una estructura de soporte de turbina estática para formar el límite de flujo del ID (o anillo de flujo del ID) 54 a lo largo de las plataformas interiores 52 adyacentes, y el límite de flujo del OD (o anillo de flujo del OD) 58 a lo largo de las plataformas exteriores adyacentes 56. Como alternativa, los álabes 34 se ensamblan o fabrican en pares, tripletes u otro tipo de agrupaciones, y el anillo de turbina 50 se puede conformar por secciones de anillo divididas axialmente, o como una estructura anular completa. En algunas de estas configuraciones, una o ambas plataformas internas 52 y plataformas externas 56 se forman como límites de flujo parciales del ID y OD 56 y 58, respectivamente, y las secciones de perfil aerodinámico son componentes separados.

En las realizaciones de la turbina, los álabes 34 pueden estar formados por materiales de alta temperatura como aleaciones a base de níquel, cobalto y hierro, superaleaciones o compuestos de matriz cerámica. De manera adicional, se puede aplicar una capa adhesiva, un recubrimiento de barrera térmica (TBC, por sus siglas en inglés) u otra capa protectora en las superficies expuestas al flujo de fluido de trabajo a alta temperatura.

En aplicaciones a baja temperatura, por ejemplo, secciones de compresores, los álabes 34 pueden estar formados por un metal ligero y resistente, como titanio o aluminio, o por una aleación de los mismos. Como alternativa, los álabes 34 comprenden otros metales y aleaciones de metales, o grafito, polímeros y otros materiales compuestos.

En aplicaciones a alta temperatura, los álabes 34 están provistos de canales interiores para la refrigeración por impacto o película, o para transportar el fluido refrigerante de un componente de turbina a otro. Como alternativa, los álabes 34 están dimensionados para alojar equipos adicionales de la turbina, que incluyen tirantes, montantes, soportes de cojinetes, líneas de aceite y cables eléctricos para sensores, actuadores y controladores.

La figura 3 es una vista lateral del álabe 34 de turbina, en proyección circunferencial alrededor la línea central axial C^l del anillo de álabes de turbina 50, tal y como se muestra en la figura 2. El álabe 34 comprende la plataforma interior 52 en el límite del ID 54, la plataforma exterior 56 en el límite del OD 58 y la sección de perfil aerodinámico 60.

La porción de perfil aerodinámico (o perfil aerodinámico) 60 se extiende en sentido longitudinal desde la plataforma interior 52 hasta la plataforma exterior 56, y axialmente desde el borde de ataque 62 hasta el borde de fuga 64. El borde de ataque 62 y el borde de fuga 64 definen el tramo del borde de ataque (LE) S1 y el tramo del borde de fuga (TE) S2, respectivamente.

La plataforma interior 52 y la plataforma exterior 56 se extienden a lo largo del límite del ID 54 y el límite del OD 58 entre la región de entrada 66 y la región de salida 68, proporcionando una transición de flujo mejorada entre la etapa de rotor aguas arriba 36A y la etapa de rotor aguas abajo 36B. En concreto, el álabe 34 de turbina proporciona una relación de área elevada entre la salida aguas abajo 68 y la entrada aguas arriba 66, expandiendo la trayectoria del flujo a un área anular más alta. El álabe 34 reduce el desprendimiento de flujo, la separación de flujo, las turbulencias, la vorticidad y otros efectos inductores de pérdidas y vibraciones, incluyendo los efectos vibratorios en la etapa de rotor 36B, inmediatamente aguas abajo del álabe 34.

En la realización concreta de la figura 3, el álabe 34 de turbina comprende un álabe de bastidor giratorio de turbina intermedia colocado en un conducto de transición entre una sección de turbina de alta presión con una pala de rotor 36A inmediatamente aguas arriba y una sección de turbina de baja presión con una pala de rotor 36B inmediatamente aguas abajo. Como alternativa, el álabe 34 se coloca entre las secciones alta, baja o intermedia de un conjunto de turbina o compresor, o entre dos etapas de rotor dentro de una sección concreta de turbina o compresor.

En cada una de estas realizaciones, la sección de perfil aerodinámico 60, la plataforma interior 52 y la plataforma exterior 56 del álabe 34 están configuradas para el giro, aceleración (o desaceleración) y expansión (o compresión) eficaces del flujo de fluido de trabajo, entre el límite de flujo interior 54 y el límite de flujo exterior 58. El álabe 34 de estator también abarca realizaciones de carenado aerodinámico, en el que se reducen los giros y la aceleración, pero donde se mantienen las ventajas del área de flujo aumentada sin una separación sustancial del flujo.

En la proyección circunferencial de la figura 3, el tramo del borde de ataque S1 y el tramo del borde de fuga S2 incluyen componentes radiales, axiales y circunferenciales, teniendo en cuenta la desviación axial hacia adelante o hacia popa y la inclinación o curvatura tangencial. La longitud de la cuerda C está definida entre el punto M1 de la mitad del tramo del borde de ataque 62 y el punto M2 de la mitad del tramo del borde de fuga 64.

El ángulo del conducto 0 es el ángulo entre la cuerda C y la dirección del eje de la turbina C^l, y la longitud de la cuerda axial L es la proyección axial de la cuerda C:

^{L = C x cos} e ^{. [1]}

La relación de aspecto (AS) de la sección de perfil aerodinámico 60 se define por el promedio del tramo del borde de ataque S1 y el tramo del borde de fuga S2,

dividido por la longitud de la cuerda axial L:

45 = ^ ± ^ . [2]

La relación de área (AR) del álabe 34 (y el anillo de álabes de la turbina 50, véase la figura 2) es la relación entre el área de flujo anular A2 en la salida 68 y el área de flujo anular A1 en la entrada 66. En concreto:

AR = — A l. [ 13] J

Las áreas de entrada y salida A1 y A2 están definidas por el área de flujo en sección transversal entre el límite de flujo del ID 54 y el límite de flujo del OD 58, respectivamente. Para configuraciones de conductos de flujo anular, esta es:

A \ = n ( R0 ^{D 2 —} f i ^{i D 2 )} l(^{e n fra c} /^a > [4]

y

A2 ⁼ n(R0D2 ^— f i ^{i D 2 )} |^{( s a / /} da⁾ . [5]

El radio interior del conducto de flujo R^id es la distancia radial desde el eje de la turbina C^l hasta el límite de flujo del ID 54, y el radio exterior R^od es la distancia desde el eje de la turbina C^l hasta el límite de flujo del OD 58.

Para el área de entrada A1, el radio interior R^id está definido a lo largo del límite de flujo del ID 54 en el extremo aguas arriba (axialmente hacia adelante) de la plataforma interior 52, y el radio exterior R^od está definido a lo largo del límite de flujo del OD 58 en el extremo aguas arriba (axialmente hacia adelante) de la plataforma exterior 56.

De igual manera, el área de salida A2 está definida entre el límite de flujo del ID 54 y el límite de flujo del OD 58 en los extremos aguas abajo (axialmente hacia atrás) de la plataforma interior 52 y la plataforma exterior 56, respectivamente. Se puede conseguir una relación de área concreta AR con un número de álabes 34 uniformes que tienen sustancialmente la misma geometría, incluyendo la relación de aspecto AS del perfil aerodinámico 60, o un número de álabes 34 que tienen diferentes secciones de perfil aerodinámico 60 con diferentes relaciones de aspecto AS.

Para ángulos de conducto positivos 0, la cuerda C diverge o se aleja del eje de la turbina C^l en la dirección axial aguas abajo, y la relación de área AR, por lo general, es mayor que uno porque el área del conducto es el cuadrado del radio. La relación de área AR también aumenta con la longitud axial total D del álabe 34, donde la longitud axial D incluye tanto la longitud de la cuerda axial L del perfil aerodinámico 60 como las contribuciones aguas arriba y aguas abajo de la plataforma interior 52 y la plataforma exterior 56.

Las relaciones de área AR superiores representan una mayor altura radial a lo largo de la trayectoria del flujo aguas abajo, reduciendo las pérdidas en los extremos, que explican la ineficacia de la turbina. El álabe 34 también proporciona una ruta de flujo más favorable u óptima entre las etapas del rotor aguas arriba y aguas abajo, como se ha descrito anteriormente, reduciendo la separación del flujo y mejorando el rendimiento mientras se reduce la vibración en la etapa de rotor aguas abajo 36B.

Concretamente, el álabe 34 de turbina proporciona una relación de área AR relativamente alta superior a 2,4, de hasta aproximadamente 2,9. En algunas realizaciones, la relación de área AR es de aproximadamente 2,5, o entre 2,5 y 2,9, y en otras realizaciones la relación de área AR es de al menos 2,7, por ejemplo, de entre 2,7 y 2,9. En realizaciones adicionales, la relación de área AR es de más de 2,9, por ejemplo, de aproximadamente 3,0 o superior.

La relación de área AR aumenta con el ángulo del conducto 0 (positivo). En algunas realizaciones, el ángulo del conducto 0 (o ángulo de la trayectoria del flujo local) es de aproximadamente diez grados (10°). Como alternativa, el ángulo del conducto 0 es de al menos diez grados, por ejemplo, entre diez y quince grados (10-15°), o entre diez y veinte grados (10-20°). En realizaciones adicionales, el ángulo del conducto 0 es de más de cinco grados (5°), por ejemplo, entre cinco y quince grados (5-15°), o entre cinco y veinte grados (5-20°), o entre diez y treinta grados (10­ 30°). Como alternativa, el ángulo del conducto 0 es mayor, por ejemplo, de 25-35° o 20-40°, o 30-45°.

Para ángulos de conducto positivos 0, la relación de área AR también aumenta con la longitud de cuerda C (y la longitud de cuerda axial L). Para alturas de tramo determinadas S1 y S2, esta se corresponde con una relación de aspecto AS reducida.

En algunas realizaciones, el álabe 34 comprende un perfil aerodinámico de cuerda larga 60, con una relación de aspecto AS de aproximadamente 1,5, o entre aproximadamente 1,4 y aproximadamente 1,6. En otras realizaciones, la relación de aspecto AS es inferior a aproximadamente 1,5 o 1,6, por ejemplo, entre 1,2 y 1,6, o entre 1,0 y 1,5. En realizaciones adicionales, la relación de aspecto AS es inferior a 2,0, por ejemplo, de entre 1,0 y 2,0.

La relación de área AR también depende de la divergencia o convergencia relativa del límite de flujo del ID 54 y el límite de flujo del OD 58. La convergencia y la divergencia relativas se definen por el aumento o disminución del espaciado radial R^od-R ^id, definido entre la región de entrada 66 y la región de salida 68.

En el caso divergente, donde el espaciado radial R^od-R^id (entre el límite del ID 54 y el límite del OD 58) aumenta desde la región de entrada 66 hasta la región de salida 68, también aumenta el efecto sobre la relación de área AR. Sin embargo, debido al efecto r-cuadrado del radio del conducto, la relación de área AR también aumenta con la longitud axial D cuando los límites del ID y OD 54 y 58 son sustancialmente paralelos; es decir, con un espaciado radial sustancialmente constante (por ejemplo, dentro del cinco o diez por ciento, incluyendo pequeñas variaciones en cualquier dirección a lo largo del conducto de flujo). De hecho, la relación de área AR también puede aumentar cuando los límites del ID y OD 54 y 58 convergen entre la entrada 66 y la salida 68 (es decir, con espaciado radial decreciente).

Estos aspectos del álabe 34 de relación de área elevada son el resultado de un proceso de diseño agresivo, que requiere una serie de compensaciones complejas para conseguir un control de flujo preciso y mantener la difusión del flujo sin una separación de flujo sustancial (o incluso masiva). En concreto, la estructura del álabe 34 está definida por elecciones de diseño que entrañan los efectos de las turbulencias, transiciones de flujo laminar, vorticidad y formación de ondas de choque, para los cuales los mecanismos de pérdida correspondientes son complejos, no lineales y difíciles de modelar o predecir con precisión.

Aunque la presente divulgación se ha descrito con referencia a realizaciones ilustrativas, las personas expertas en la materia entenderán que se pueden realizar varias modificaciones sin alejarse del alcance de la invención definido en las reivindicaciones adjuntas. De manera adicional, se pueden realizar modificaciones para adaptar una situación o material en concreto a las enseñanzas de la invención, sin desviarse del alcance esencial de la misma. Por lo tanto, la invención no se limita a las realizaciones específicas divulgadas en el presente documento, sino que incluye todas las realizaciones que entran dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas

Claims (10)

REIVINDICACIONES

1. Un motor de turbina (10) que comprende un conducto de flujo anular, comprendiendo el conducto de flujo una pluralidad de álabes (34) que define el conducto de flujo alrededor de un eje de la turbina (C^l), comprendiendo la pluralidad de álabes:

una sección de perfil aerodinámico (60) que comprende superficies de presión y succión que se extienden desde un borde de ataque (62) hasta un borde de fuga (64);

una plataforma interior (52) conectada a la sección de perfil aerodinámico a lo largo de un límite de flujo interior (54), extendiéndose el límite de flujo interior desde una región de entrada aguas arriba (66) de los álabes hasta una región de salida aguas abajo (68) de los álabes; y

una plataforma exterior (56) conectada a la sección de perfil aerodinámico a lo largo de un límite de flujo exterior (58), extendiéndose el límite de flujo exterior desde la región de entrada aguas arriba hasta la región de salida aguas abajo; en donde el conducto de flujo comprende además un área de entrada (A1) y un área de salida (A2),

en donde el área de entrada (A1) tiene:

un radio interior (R^id) definido como la distancia radial desde el eje de la turbina (C^l) hasta el límite de flujo interior (54) en el extremo aguas arriba de la plataforma interior (52), y

un radio exterior (R^od) definido como la distancia radial desde el eje de la turbina (C^l) hasta el límite de flujo exterior (58) en el extremo aguas arriba de la plataforma exterior (56), y el área de salida (A2) tiene:

un radio interior (R^id) definido como la distancia radial desde el eje de la turbina (C^l) hasta el límite de flujo interior (54) en el extremo aguas abajo de la plataforma interior (52), y

un radio exterior (R^od) definido como la distancia radial desde el eje de la turbina (C^l) hasta el límite de flujo exterior (58) en el extremo aguas abajo de la plataforma exterior (56), y las áreas de entrada y salida se definen de la siguiente manera:

A l — n(R002 ^ID ) |(entrada)

y

^ 2 — n ⁽ R o r>2 — ^ ID 2)l(sa//da>

caracterizado por que una relación de área (AR) entre el área de salida (A2) y el área de entrada (A1) es superior a 2,4 e inferior a 2,9.

2. El motor de turbina de la reivindicación 1, en donde la relación de área es de entre 2,4 y 2,6.

3. El motor de turbina de la reivindicación 1, en donde la relación de área es de entre 2,5 y 2,9.

4. El motor de turbina de la reivindicación 1 o 2, en donde la relación de área es de al menos 2,5.

5. El motor de turbina de cualquier reivindicación anterior, en donde una relación de aspecto (AS) de la sección del perfil aerodinámico es inferior a 2,0; preferentemente en donde la relación de aspecto es 1,5 o menos, en donde la relación de aspecto de la sección del perfil aerodinámico se define como el promedio de un tramo de borde de ataque (S1) y un tramo de borde de fuga (S2) de la sección de perfil aerodinámico, dividido por la longitud de la cuerda axial (L) en la mitad del tramo.

6. El motor de turbina de cualquier reivindicación anterior, en donde un espaciado radial entre el límite de flujo interno (54) y el límite de flujo externo (58) varía entre la región de entrada (66) y la región de salida (68).

7. El motor de turbina de cualquier reivindicación anterior, en donde la sección de perfil aerodinámico (60) define un ángulo de flujo local (0) de al menos diez grados con respecto al eje de la turbina (C^l), en donde el ángulo de flujo local se define como el ángulo entre la cuerda local (C) y una dirección del eje de la turbina (C^l) en un plano que contiene el eje de la turbina (C^l).

8. El motor de turbina de la reivindicación 7, en donde la pluralidad de álabes (34) de turbina define un ángulo de conducto (0) del conducto de flujo anular de al menos diez grados con respecto al eje de la turbina (C^l), en donde el ángulo del conducto se define como el ángulo entre la cuerda de la mitad del tramo (C) y una dirección del eje de la turbina (Cl) en un plano que contiene el eje de la turbina (Cl).

9. El motor de turbina de cualquier reivindicación anterior, que comprende, además:

una primera sección de turbina aguas arriba de la sección de turbina; y

una segunda sección de turbina aguas abajo de la sección de turbina;

en donde el conducto de flujo anular comprende un conducto de transición entre la primera sección de turbina y la segunda sección de turbina.

10. Un motor de turboventilador que comprende el motor de turbina (10) de cualquiera de las reivindicaciones anteriores en serie de flujo con un compresor (16) y un ventilador de propulsión (12).