ES2933927T3 - Carcasa intermedia de turbina con contorno de espacio anular configurado de manera específica - Google Patents

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Abstract

Se describe un bastidor central de turbina para una turbina de gas, en particular una turbina de gas para aviones, que tiene una pared interna radial (40); una pared radialmente exterior (42); definir curvas anulares interior y exterior (44, 46); al menos un elemento de pala (48) que tiene un borde de ataque (50) y un borde de salida (52), teniendo el elemento de pala (48) una pared exterior (42) medida entre el borde de ataque (50) y el borde de salida (52). tiene una anchura axial (AB) y una anchura axial interior (IB) con respecto a la pared interior (40). Se propone que la curva del espacio anular exterior y/o interior (44, 46) tenga al menos una sección de curva (44c, 44d, 46c, 46d) que tenga un punto de giro (44w, 46w) y/o un punto de gradiente máximo (44s, 46s) de la curva anular relevante (44, 46), (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN
Carcasa intermedia de turbina con contorno de espacio anular configurado de manera específica
La presente invención se refiere a una carcasa intermedia de turbina para una turbina de gas, en particular una turbina de gas aeronáutica, con una pared interior radial, una pared exterior radial, en donde la pared interior y la pared exterior delimitan un espacio anular a través del cual fluye gas caliente, y en donde la pared interior y la pared exterior presentan un respectivo contorno orientado hacia el espacio anular que, en relación con una sección longitudinal axial de la carcasa intermedia de turbina, describen una curva de espacio anular interior a lo largo de la pared interior y una curva de espacio anular exterior a lo largo de la pared exterior, y con al menos un elemento de álabe que se extiende a través del espacio anular en dirección radial y que presenta un borde axial de entrada y un borde axial de salida, en donde el elemento de álabe presenta una anchura axial exterior con respecto a la pared exterior medida entre el borde de entrada y el borde de salida y una anchura axial interior con respecto a la pared interior medida entre el borde de entrada y el borde de salida.
Las indicaciones de dirección como “ axial” , “ radial” o “ perimetral” deben entenderse por principio en relación con el eje de la máquina de la turbina de gas, a menos que, por el contexto, se desprenda explícita o implícitamente lo contrario.
El elemento de álabe de dicha carcasa intermedia de turbina puede ser un álabe deflector o no deflector. A este respecto, se entiende por álabe deflector un elemento de álabe que influya claramente en la dirección de flujo del gas caliente que fluya a través del espacio anular y no solo sea recorrido por el flujo sin que se ejerza una influencia esencial sobre su dirección. Por lo general, al menos una parte de los elementos de álabe distribuidos a lo largo de la dirección circunferencial sirven para rodear estructuras de soporte que se extienden desde una zona de buje hasta una zona de carcasa de una turbina de gas a través del espacio anular de forma optimizada para el flujo y para protegerlas del gas caliente que las recorre.
Por el documento US 2014/0086739 A1 se conoce un ejemplo de diseño de un espacio anular de una carcasa intermedia de turbina. También se conocen otras carcasas intermedias de turbina genéricas por los documentos DE 102004 042699 A1 y US 2010/040462 A1.
En el caso de las carcasas intermedias de turbina, que generalmente se utilizan entre dos turbinas, el objetivo es minimizar en todo lo posible la longitud axial para poder reducir el peso de esta manera y ahorrar espacio de instalación.
Si se reduce la longitud axial de la carcasa intermedia de turbina, la pared exterior y la pared interior presentan un curso con mayor pendiente. A este respecto, existe riesgo de desprendimientos de flujo en la zona de la pared exterior 0 la pared interior.
El objetivo en el que se basa la invención es indicar una carcasa intermedia de turbina en la que pueda realizarse una longitud axial mínima y se minimice el riesgo de roturas de flujo a lo largo de las paredes que delimitan el espacio anular.
Para resolver este objetivo, se propone una carcasa intermedia de turbina con las características de la reivindicación 1 y una turbina de gas con dicha carcasa intermedia de turbina según la reivindicación 5. En las reivindicaciones dependientes se incluyen perfeccionamientos y posibles formas de realización.
Así, se propone una carcasa intermedia de turbina según la reivindicación 1 para una turbina de gas, en particular una turbina de gas aeronáutica, con
una pared interior radial;
una pared exterior radial;
en donde la pared interior y la pared exterior delimitan un espacio anular a través del cual fluye gas caliente, y en donde la pared interior y la pared exterior presentan un respectivo contorno orientado hacia el espacio anular que, en relación con una sección longitudinal axial de la carcasa intermedia de turbina, describen una curva de espacio anular interior a lo largo de la pared interior y una curva de espacio anular exterior a lo largo de la pared exterior; y
al menos un elemento de álabe que se extiende a través del espacio anular en dirección radial y que presenta un borde axial de entrada y un borde axial de salida, en donde el elemento de álabe presenta una anchura axial exterior con respecto a la pared exterior medida entre el borde de entrada y el borde de salida y una anchura axial interior con respecto a la pared interior medida entre el borde de entrada y el borde de salida. A este respecto, está previsto que la curva exterior de espacio anular o/y la curva interior de espacio anular presenten al menos una sección curva que presente un punto de gradiente máximo de la curva de espacio anular en cuestión, en donde la sección curva se encuentre en la zona del borde de entrada o del borde de salida con respecto a la anchura axial exterior o/y a la anchura axial interior y presente una longitud proyectada paralelamente a la dirección axial que sea de hasta el 20 % de la anchura axial en cuestión, y en donde la sección curva intersecte el punto de penetración del borde de entrada o del borde de salida a través de la pared exterior o de la pared interior.
Se ha demostrado que la previsión de puntos de inflexión o puntos de máximo gradiente en las zonas del borde de entrada o del borde de salida permite un diseño optimizado de las curvas de espacio anular en cuanto a una longitud axial acortada. A este respecto, la previsión de los puntos de inflexión o los puntos de gradiente máximo en la zona de los bordes de álabe también evita que el flujo se rompa a lo largo de las paredes del espacio anular. En la zona del borde de entrada o del borde de salida se encuentra, por tanto, al menos un punto de inflexión de la curva exterior de espacio anular o de la curva interior de espacio anular. Alternativa o adicionalmente, al menos un punto de gradiente máximo de la curva exterior de espacio anular o de la curva interior de espacio anular está situado en la zona del borde de entrada o del borde de salida.
Se entiende por punto de inflexión de una curva de espacio anular el punto a lo largo de la curva de espacio anular en el que la curvatura de la curva de espacio anular cambia de convexa a cóncava o a la inversa, en donde las designaciones de convexa y cóncava pueden indicarse en relación con un buje de la carcasa intermedia de turbina.
La longitud proyectada de la sección curva puede presentar una sección anterior situada antes del borde de entrada o del borde de salida y una sección posterior situada después del borde de entrada o del borde de salida, en donde la sección anterior y la sección posterior tienen esencialmente igual longitud. En otras palabras, la sección anterior y la sección posterior presentan longitudes iguales en relación con el punto de penetración del borde de entrada y el borde de salida a través de la pared interior o la pared exterior. En particular, la sección anterior y la sección posterior presentan una longitud de hasta el 10 % de la anchura axial interior o exterior del elemento de álabe.
Según la invención, la curva exterior de espacio anular presenta un punto de inflexión en la zona del borde de entrada y un punto de inflexión en la zona del borde de salida. Además, la curva interior de espacio anular puede presentar un punto de inflexión en la zona del borde de entrada y un punto de inflexión en la zona del borde de salida. Por lo tanto, es posible que las curvas de espacio anular estén configuradas de tal manera que sus respectivos puntos de inflexión, en particular todos los puntos de inflexión, solo estén previstos en la zona del borde de entrada o del borde de salida, en particular en la zona de la correspondiente sección curva con la longitud proyectada del 20 % de la anchura axial del elemento de álabe.
El punto de gradiente máximo de la curva exterior de espacio anular puede estar previsto en la zona del borde de entrada o en la zona del borde de salida. Alternativa o complementariamente, el punto de gradiente máximo de la curva interior de espacio anular puede estar previsto en la zona del borde de salida. Correspondientemente, un espacio anular puede diseñarse de forma que sus puntos de gradiente máximo estén situados en tres puntos, todos ellos en la zona del borde de entrada o del borde de salida. A este respecto, la curva interior de espacio anular no presenta un punto de gradiente máximo, en particular en el borde de entrada.
La invención se refiere también a una turbina de gas, en particular turbina de gas aeronáutica, con al menos dos turbinas consecutivas, en particular una turbina de alta presión y una turbina de baja presión o, en particular, con una turbina de alta presión, una turbina de presión media y una turbina de baja presión, en donde, entre dos turbinas consecutivas, en particular entre la turbina de alta presión y la siguiente turbina de baja presión o turbina de presión media, está montada una carcasa intermedia de turbina como la anteriormente descrita, de manera que el gas caliente que sale de una turbina es conducido a través del espacio anular a la siguiente turbina.
La invención se describe a continuación a modo de ejemplo, con referencia a las figuras adjuntas, y sin que esta implique ninguna limitación.
La Figura 1 muestra en una representación esquemática y simplificada una turbina de gas aeronáutica.
La Figura 2 muestra una vista en sección simplificada y esquemática de un espacio anular de una carcasa intermedia de turbina.
La Figura 3 muestra una representación simplificada y esquemática de las curvas de espacio anular del espacio anular de la carcasa intermedia de turbina de la figura 2 según la invención.
La figura 1 muestra de forma esquemática y simplificada una turbina 10 de gas aeronáutica que se ilustra meramente a modo de ejemplo como turborreactor de doble flujo. La turbina 10 de gas comprende un ventilador 12 rodeado por una camisa 14. Al ventilador 12 sigue en la dirección axial AR de la turbina 10 de gas un compresor 16 que está alojado en una carcasa interior 18 y puede estar configurado con una o varias etapas. La cámara 20 de combustión está conectada al compresor 16. Los gases de escape calientes que salen de la cámara de combustión pueden ser de una o varias etapas. La cámara 20 de combustión está conectada al compresor 16. Los gases de escape calientes que salen de la cámara de combustión fluyen a continuación a través de la turbina 22, que puede estar configurada de una o varias etapas. En el presente ejemplo, la turbina 22 comprende una turbina 24 de alta presión y una turbina 26 de baja presión. Un árbol hueco 28 conecta la turbina 24 de alta presión con el compresor 16, en particular un compresor 29 de alta presión, de tal modo que se accionan o rotan conjuntamente. Otro árbol 30 situado en el interior en dirección radial RR de la turbina conecta la turbina 26 de baja presión con el ventilador 12 y con un compresor 32, en este caso, de baja presión, de modo que estos se accionan o rotan conjuntamente. Una carcasa 33 de salida, en este caso solo esbozada, está conectada a la turbina 22.
En el ejemplo representado de una turbina 10 de gas aeronáutica, entre la turbina 24 de alta presión y la turbina 26 de baja presión, está dispuesta una carcasa intermedia 34 de turbina que está dispuesta alrededor de los árboles 28, 30. En su zona radial exterior 36, los gases de escape calientes procedentes de la turbina 24 de alta presión fluyen a través de la carcasa intermedia 34 de turbina. A continuación, los gases de escape calientes entran en un espacio anular 38 de la turbina 26 de baja presión. De los compresores 28, 32 y las turbinas 24, 26 se muestran como ejemplos coronas 27 de álabes de rotor. En aras de una mayor claridad, las coronas 31 de álabes de guía solo se muestran a modo de ejemplo para el compresor 32.
La siguiente descripción de una forma de realización de la invención se refiere en particular a la carcasa intermedia 34 de turbina y al espacio anular 38 configurado en su interior.
La figura 2 muestra una sección longitudinal del espacio anular 38 de una carcasa intermedia 34 de turbina. El plano de sección está extendido en dirección axial AR y en dirección radial RR. La carcasa intermedia 34 de turbina comprende una pared interior radial 40 y una pared exterior radial 42. A este respecto, la pared interior 40 y la pared exterior 42 delimitan el espacio anular 38 a través del cual fluye el gas caliente. La pared interior 40 y la pared exterior 42 presentan un respectivo contorno 40a, 42a orientado hacia el espacio anular 38. Los dos contornos 40a, 42a describen una curva interior 44 de espacio anular a lo largo de la pared interior 40 y una curva exterior 46 de espacio anular a lo largo de la pared exterior 42 en relación con la sección longitudinal axial de la carcasa intermedia 34 de turbina.
La figura 2 muestra, además, un elemento 48 de álabe que se extiende a través del espacio anular 38 en dirección radial RR. El elemento 48 de álabe presenta una anchura axial exterior AB y una anchura axial interior IB del elemento 48 de álabe medidas entre el borde 50 de entrada y el borde 52 de salida con respecto a la pared interior 40. Se observa que en la carcasa intermedia de turbina están previstos varios elementos 48 de álabe a lo largo de la dirección circunferencial.
En la figura 3, la curva interior 44 de espacio anular y la curva exterior 46 de espacio anular se muestran como líneas individuales. Además, la anchura axial interior IB y la anchura axial exterior AB del elemento 48 de álabe se muestran mediante las líneas discontinuas, como ya se conoce de la figura 2.
En el diseño de los contornos 42a, 44a de espacio anular, la curva exterior 46 de espacio anular o/y la curva interior 44 de espacio anular presentan al menos una sección curva 44c, 44d, 46c, 46d que presenta un punto 44w, 46w de inflexión de la curva 44, 46 de espacio anular en cuestión. Alternativa o complementariamente, la sección curva puede presentar un punto 44s, 46s de gradiente máximo de la curva 44, 46 de espacio anular en cuestión. A este respecto, la sección curva 44c, 44d, 46c, 46d está dispuesta en la zona del borde 50 de entrada o del borde 52 de salida con respecto a la anchura axial exterior AB o/ a la anchura axial interior IB. Además, la sección curva 44c, 44d, 46c, 46f presenta una longitud KL proyectada paralelamente a la dirección axial AR que es de hasta el 20 % de la anchura axial AB o IB en cuestión. A este respecto, la sección curva 44c, 44d, 46c, 46d en cuestión intersecta un punto 60 de penetración del borde 50 de entrada o del borde 52 de salida a través de la pared radial exterior 42 o de la pared radial interior 40.
La longitud proyectada KL de la sección curva 44c, 44d, 46c, 46d en cuestión puede presentar una sección anterior KLv situada antes del borde 50 de entrada o del borde 52 de salida y una sección posterior KLh situada después del borde 50 de entrada o del borde 52 de salida, en donde la sección anterior KLv y la sección posterior KLh tienen esencialmente igual longitud. En otras palabras, los puntos 44w, 46w de inflexión o/y los puntos 44s, 46s de máximo gradiente están situados dentro de una zona que supone como máximo el 10 % de la anchura axial AB o IB en cuestión en la posición relevante (lado de la carcasa o lado del buje) que se encuentra alejada del respectivo punto 60 de penetración.
Como puede observarse en la representación de la figura 3, los puntos 44w, 46w de inflexión pueden estar previstos simultáneamente tanto en la zona del borde 50 de entrada como en la zona del borde 52 de salida. Cabe señalar, sin embargo, que también es concebible que en menos de, como puede observarse en la representación de la figura 3, los puntos 44w, 46w de inflexión pueden estar previstos simultáneamente tanto en la zona del borde 50 de entrada como en la zona del borde 52 de salida. Cabe señalar, sin embargo, que también es concebible que un punto 44w, 46w de inflexión pueda estar previsto en menos de las cuatro secciones curvas 44c, 44d, 46c, 46d representadas. En particular, dicho punto de inflexión también puede estar dispuesto en una sola de las secciones curvas 44c, 44d, 46c, 46d. Por lo demás, esto se cumple asimismo para los puntos 44s, 46s de gradiente máximo. A este respecto, cabe señalar, sin embargo, que no suele haber ningún punto 44s de gradiente máximo de la curva interior 44 de espacio anular en la sección curva 44c.
Lista de referencias
10 Turbina de gas aeronáutica
12 Ventilador
14 Camisa
16 Compresor
18 Carcasa interior
20 Cámara de combustión
22 Turbina
24 Turbina de alta presión
26 Turbina de baja presión
27 Corona de álabes de rotor
28 Árbol hueco
29 Compresor de alta presión
30 Árbol
31 Corona de álabes de guía
32 Compresor de baja presión
33 Carcasa de salida
34 Carcasa intermedia de turbina
36 Zona exterior
38 Espacio anular
40 Pared interior radial
40a Contorno de la pared interior radial
42 Pared exterior radial
42a Contorno de la pared exterior radial
44 Curva interior de espacio anular
44c, 44dSección curva
44s Punto de máximo gradiente
44w Punto de inflexión
46 Curva exterior de espacio anular
46c, 46dSección curva
46s Punto de máximo gradiente
46w Punto de inflexión
48 Elemento de álabe
50 Borde de entrada
52 Borde de salida
60 Punto de penetración
AR Dirección axial
KL Longitud proyectada sección curva KLh Sección posterior
KLv Sección anterior
RR Dirección radial

Claims (1)

  1. REIVINDICACIONES
    i. Carcasa intermedia de turbina para una turbina de gas, en particular, una turbina de gas aeronáutica, con
    una pared interior radial (40);
    una pared exterior radial (42);
    en donde la pared interior (40) y la pared exterior (42) delimitan un espacio anular (38) a través del cual fluye gas caliente, y en donde la pared interior (40) y la pared exterior (42) presentan un respectivo contorno (40a,
    42a) orientado hacia el espacio anular (38) que, en relación con una sección longitudinal axial a través de la carcasa intermedia (34) de turbina, describen una curva (44) de espacio anular interior a lo largo de la pared interior (40) y una curva (46) de espacio anular exterior a lo largo de la pared exterior (42);
    al menos un elemento (48) de álabe que se extiende a través del espacio anular (38) en dirección radial (RR) y que presenta un borde axial (50) de entrada y un borde axial (52) de salida, en donde el elemento (48) de álabe presenta una anchura axial exterior (AB) con respecto a la pared exterior (42) medida entre el borde
    (50) de entrada y el borde (52) de salida y una anchura axial interior (IB) con respecto a la pared interior (40) medida entre el borde (50) de entrada y el borde (52) de salida,
    en donde la curva exterior (46) de espacio anular o/y la curva interior (44) de espacio anular presentan al menos una sección curva (44c, 44d, 46c, 46d) que presenta un punto de gradiente máximo (44s, 46s) de la curva (44, 46) de espacio anular en cuestión, en donde la sección curva (44c, 44d, 46c, 46d) en relación con la anchura axial exterior (AB) o/y con la anchura axial interior (IB) se encuentra en la zona del borde (50) de entrada o del borde (52) de salida y en donde la sección curva (44c, 44d, 46c, 46d) interseca el punto de penetración (60) del borde (50) de entrada o del borde (52) de salida a través de la pared exterior (42) o de la pared interior (40),
    caracterizada por que la sección curva (44c, 44d, 46c, 46d) presenta una longitud (KL) proyectada paralelamente a la dirección axial (AR) que supone hasta el 20 % de la anchura axial (AB, IB) en cuestión y la curva exterior (46) de espacio anular presenta un punto (46w) de inflexión en la zona del borde (50) de entrada y un punto de inflexión (46w) en la zona del borde (52) de salida.
    2. Carcasa intermedia de turbina según la reivindicación 1, caracterizada por que la longitud proyectada (KL) de
    la sección curva (44c, 44d, 46c, 46d) presenta una sección anterior (KLv) situada antes del borde (50) de entrada o del borde (52) de salida y una sección posterior (KLh) situada después del borde (50) de entrada o del borde (52) de salida, en donde la sección anterior (KLv) y la sección posterior (KLh) presentan esencialmente la misma longitud, y/o por que la curva exterior (46) de espacio anular o/y la curva interior (44) de espacio anular presentan al menos una sección curva (44c, 44d, 46c, 46d) que presenta un punto (44w, 46w) de inflexión de la curva (44, 46) de espacio anular en cuestión, en donde la sección curva (44c, 44d,
    46c, 46d) se encuentra en la zona del borde (50) de entrada o del borde (52) de salida con respecto a la anchura axial exterior (AB) o/y a la anchura axial interior (IB) y presenta una longitud (KL) proyectada paralelamente a la dirección axial (AR) que supone hasta el 20 % de la anchura axial (AB, IB) en cuestión, y en donde la sección curva (44c, 44d, 46c, 46d) interseca el punto de penetración (60) del borde (50) de entrada o del borde (52) de salida a través de la pared exterior (42) o de la pared interior (40).
    3. Carcasa intermedia de turbina según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que la curva interior (44) de espacio anular presenta un punto (44w) de inflexión en la zona del borde (50) de entrada y un
    (44w) punto de inflexión en la zona del borde (52) de salida.
    4. Carcasa intermedia de turbina según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizada por que el punto
    de gradiente máximo (46s) de la curva exterior (46) de espacio anular está previsto en la zona del borde (50) de entrada o en la zona del borde (52) de salida, y/o por que el punto de gradiente máximo (44s) de la curva interior (44) de espacio anular está previsto en la zona del borde (52) de salida.
    5. Turbina de gas, en particular turbina de gas aeronáutica, con al menos dos turbinas consecutivas (24, 26),
    en particular una turbina de alta presión y una turbina de baja presión o, en particular, con una turbina de alta presión, una turbina de presión media y una turbina de baja presión, en donde, entre dos turbinas consecutivas (24, 26) está montada una carcasa intermedia (34) de turbina según una de las reivindicaciones anteriores, de manera que el gas caliente que sale de una turbina (24) es conducido a través del espacio anular (38) a la siguiente turbina (26).
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