ITMI20002555A1 - Sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas - Google Patents

Sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas Download PDF

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Description

DESCRIZIONE dell'invenzione industriale
La presente invenzione ha come oggetto un sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas.
Com'è noto, le turbine a gas sono macchine costituite da un compressore e da una turbina ad uno o più stadi, dove tali componenti sono tra loro collegati da un albero rotante e dove tra il compressore e la turbina è prevista una camera di combustione .
In tali macchine, al compressore viene alimentata aria proveniente dall'ambiente esterno per portarla in pressione.
L'aria in pressione passa attraverso una serie di camere di pre-miscelamento, terminanti ciascuna con una porzione convergente, in ognuna delle quali un iniettore alimenta del combustibile che si miscela all'aria per formare una miscela aria - combustibile da bruciare.
All'interno della camera di combustione viene immesso il combustibile che viene acceso mediante opportune candele di accensione per produrre la combustione, la quale è finalizzata a provocare un aumento di temperatura e di pressione e quindi di entalpia del gas.
Contemporaneamente, il compressore fornisce aria in pressione che è fatta passare sia attraverso i bruciatori, sia attraverso le camicie della camera di combustione, in modo tale che la suddetta aria in pressione sia a disposizione per alimentare la combustione .
Successivamente, il gas ad alta temperatura ed alta pressione raggiunge, attraverso opportuni condotti, i differenti stadi della turbina, la quale trasforma l'entalpia del gas in energia meccanica disponibile ad un utilizzatore.
A questo punto è noto inoltre che, per ottenere il massimo rendimento da una determinata turbina a gas, è necessario che la temperatura del gas sia la più elevata possibile; tuttavia i valori massimi di temperatura raggiungibili nell'impiego della turbina sono limitati dalla resistenza dei materiali impiegati.
Al fine di rendere maggiormente evidenti i problemi tecnici risolti dalla presente invenzione, nel seguito verrà sommariamente descritto uno statore di uno stadio ad alta pressione di una turbina a gas secondo la tecnica nota.
A valle della camera di combustione, la turbina presenta uno statore ed un rotore di alta pressione, dove lo statore serve per presentare il flusso di gas combusti in condizioni idonee all'ingresso del rotore, ed, in particolare, per dirigerlo in maniera opportuna nei vani delle palette del rotore, evitando che lo stesso vada a colpire direttamente la faccia dorsale o convessa e la faccia ventrale o concava delle palette.
Lo statore è costituito da una serie di palette statoriche, tra ogni coppia delle quali è individuato un corrispondente ugello.
Il gruppo di palette statoriche è conformato ad anello ed è vincolato esternamente alla cassa della turbina ed internamente ad un corrispondente supporto.
A tal proposito, si osserva che un primo problema tecnico degli statori, in particolare nel caso degli stadi ad alta pressione, è dato dal fatto che lo statore è sottoposto ad elevati carichi di pressione dovuti alla riduzione di pressione del fluido che si espande nei vani statorici.
Inoltre, lo statore è sottoposto ad elevati gradienti di temperatura, dovuti al flusso di gas caldi provenienti dalla camera di combustione ed ai flussi di aria fredda che vengono introdotti all'interno della turbina per raffreddare le parti che risultano maggiormente sollecitate dal punto di vista termico.
Proprio a causa di tali elevate temperature, le palette statoriche impiegate nello stadio ad alta pressione delle turbine, devono essere refrigerate e, a tal fine, esse presentano una superficie opportunamente provvista di fori che servono per la circolazione di aria internamente alla paletta statorica stessa.
Tuttavia, in questo contesto, si osserva che la costante ricerca d'incrementi del rendimento delle turbine a gas, impone l'ottimizzazione di tutti i flussi interni ai turbomotori.
In particolar modo, l'aria proveniente dagli stadi di compressione, essendo stata elaborata come detto, con forte aggravio del ciclo termodinamico, è opportuno sia massimamente finalizzata alla combustione anziché a funzioni di raffreddamento, peraltro necessarie nelle zone calde più critiche.
Un importante problema tecnico che si presenta in questo contesto consiste quindi in un corretto dosaggio di tale aria nelle varie zone, tenendo presente che l'ammontare d'aria richiesto è variabile in funzione delle condizioni di funzionamento, dell'età e del grado d’usura o di sporcamente del turbomotore e delle sue parti, nonché delle variazioni dimensionali dei suoi componenti durante i transitori di funzionamento.
Parti particolarmente sollecitate dal punto di vista termico sono gli ugelli statorici la cui progettazione deve soddisfare i requisiti fluidodinamici necessari ad avere un'elevata efficienza fluidodinamica della macchina.
La progettazione deve anche soddisfare i requisiti termici per limitare da un lato, la temperatura metallo al di sotto di un certo valore, fissato dai materiali utilizzati (che può essere 900° C), dall'altro, per limitare i gradienti di temperatura presenti nel materiale.
Per una migliore comprensione delle caratteristiche della presente invenzione si fa ora particolare riferimento alla figura 1 che rappresenta, in sezione longitudinale, una foglia 20, appartenente ad un ugello di una turbina a gas secondo la tecnica nota.
La foglia 20 presenta una superficie concava 21, o ventrale, ed una superficie opposta convessa 22, o dorsale, le quali cooperano per definirne la forma esterna della foglia 20.
Sono anche previsti una pluralità di fori di refrigerazione 23, evidenziati in punti opportuni della superficie della foglia 20.
Questi fori o "slots" hanno per l'appunto lo scopo di refrigerare la parte terminale dell'ugello stesso .
Internamente alla foglia 20, sono anche presenti degli scatolini 24 e 25, ossia degli elementi in lamiera forata che incrementano il coefficiente di scambio termico a valori accettabili per le correnti applicazioni (3000 W/m<2>K).
Infatti, questa parte della foglia degli ugelli deve mantenere temperature limitate, ma al tempo stesso il consumo d'aria relativamente fredda proveniente dal compressore deve essere limitato (ad esempio deve essere del 5-10%), per non deteriorare le prestazioni dell'intera macchina.
E' anche presente, nel bordo d'uscita 26 della foglia 20, un foro di refrigerazione 27 che presenta una sezione d'ingresso 28 ed una sezione di uscita 29 evidenziati in figura 1.
La tecnica nota presenta pertanto il problema di un eccessivo o troppo elevato spessore di materiale in prossimità del foro di refrigerazione del bordo d'uscita della foglia 20.
Questa quantità di materiale, indicato in figura 1 con 30 e 30', presenta generalmente al suo interno dei gradienti di temperatura che risultano difficili da eliminare, sebbene si possano incrementare i coefficienti di scambio termico locali fino a portarli a valori molto elevati.
Si noti però che, allargando la sezione d'ingresso dei fori al bordo d'uscita, si elimina il materiale che presenta elevati gradienti termici, ma si riduce, al tempo stesso, la velocità dell'aria di refrigerazione e conseguentemente il coefficiente di scambio termico che si ha nei fori o slots della foglia 20, con l'avvertenza che tale confronto deve essere effettuato a parità di portata d'aria di refrigerazione .
Si evidenzia quindi il rischio costituito dall'avere una temperatura del metallo troppo elevata, rispetto alle proprietà fisiche del materiale dell'ugello.
Scopo della presente invenzione è, quindi, quello di realizzare un sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas che consenta di ottenere un ottimale controllo della temperatura delle foglie di tali ugelli.
Altro scopo della presente invenzione è quello di indicare un sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas che consenta di eliminare gli indesiderati gradienti di temperatura all'interno delle foglie.
Un ulteriore scopo della presente invenzione è quello di indicare un sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas che consenta di ridurre l'elevato spessore di materiale in prossimità del foro di refrigerazione del bordo d'uscita delle foglie .
Questi ed altri scopi, secondo l'invenzione, vengono raggiunti da un sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas, applicabile alle foglie appartenenti agli ugelli di una turbina a gas, dove ognuna delle suddette foglie presenta una superficie concava ed una superficie opposta convessa, le quali cooperano per definire la forma esterna della foglia, e dove la superficie della suddetta foglia presenta una pluralità di fori di refrigerazione, in punti opportuni della superficie della suddetta foglia, caratterizzato dal fatto che il foro di refrigerazione, relativo al bordo d'uscita della suddetta foglia, è dotato di una sezione di ingresso e di una sezione d'uscita conformate in modo tale che il foro di refrigerazione presenti una sezione variabile secondo una direzione radiale rispetto alla suddetta foglia).
Secondo una realizzazione preferita della presente invenzione, l'altezza della sezione d'ingresso (Hin di figura 4), lungo una direzione radiale della foglia, del foro di refrigerazione del bordo d'uscita della foglia è minore rispetto alla relativa altezza della sezione d'uscita (Hout di figura 3).
Secondo una realizzazione preferita della presente invenzione, internamente alla suddetta foglia, sono presenti elementi ondulati, al fine di incrementare il coefficiente di scambio termico della suddetta foglia.
Il sistema dell'invenzione presenta elevati coefficienti di scambio termico lungo l'intero foro di refrigerazione ed assenza di gradienti di temperatura all'interno del metallo della suddetta foglia.
Nell'invenzione, il sistema di refrigerazione degli ugelli, presenta una pluralità di elementi turbolatori lungo le pareti dei fori stessi al fine di garantire sempre un elevato valore del coefficiente di scambio termico.
Inoltre, il sistema di refrigerazione degli ugelli, presenta una ridotta perdita di carico localizzata all'imbocco del suddetto foro in modo tale da non sprecare parte della pressione totale dell'aria di registrazione in questa zona, lasciando al fluido refrigerante maggiore energia per vincere la perdite di carico dei fori di refrigerazione e dei turbolatori .
Infine, si noti che la geometria del suddetto foro è tale da facilitare l’ingresso della lega fusa durante la fusione della suddetta foglia.
Ulteriori caratteristiche dell'invenzione sono definite nelle altre rivendicazioni allegate alla presente domanda.
Le caratteristiche ed i vantaggi della presente invenzione, risulteranno maggiormente evidenti dalla descrizione seguente di una sua tipica realizzazione, esemplificativa ma non limitativa, riferita ai disegni schematici allegati nei quali:
la figura 1 rappresenta schematicamente, in sezione longitudinale, una foglia che appartiene ad un ugello di una turbina a gas, secondo la tecnica nota;
la figura 2 rappresenta invece, in sezione longitudinale, una foglia appartenente ad un ugello di una turbina a gas, secondo la presente innovazione ;
la figura 3 rappresenta, in sezione radiale, la sezione di uscita dei fori di refrigerazione di un ugello di una turbina a gas, secondo la presente innovazione; e
la figura 4 rappresenta, in sezione radiale, la sezione di ingresso dei fori di refrigerazione di un ugello di una turbina a gas, secondo la presente innovazione .
Nella presente descrizione con "direzione radiale" si farà innanzitutto riferimento ad una direzione perpendicolare al flusso di gas che espande nella macchina.
In alcuni casi, la direzione del flusso di gas è anche la direzione dell'asse principale della macchina .
Con particolare riferimento innanzitutto alla figura 2, in essa è visibile, in sezione longitudinale, una foglia, indicata globalmente con il riferimento numerico 10, appartenente ad un ugello di una turbina a gas, secondo la presente innovazione.
La forma della foglia 10 è particolarmente studiata per offrire le desiderate proprietà aerodinamiche con riferimento ai gas trattati dalla turbina e presente una superficie concava 11, o dorsale, ed una superficie opposta convessa 12, o ventrale, che cooperano per definire la forma esterna della foglia 10.
Sono anche previsti una pluralità di fori di refrigerazione 13, presenti in punti opportuni della superficie della foglia 10.
Internamente alla foglia 10, sono anche presenti degli scatolini 14 e 15, ossia degli elementi in lamiera forata che incrementano il coefficiente di scambio termico a valori accettabili per le correnti applicazioni.
Di particolare importanza ai fini della presente invenzione è il bordo d'uscita 16 della foglia 10, all'interno della quale è ricavato un foro di refrigerazione 17 che presenta una sezione d'ingresso 18 allargata rispetto alla tecnica nota.
In figura 2 è anche visibile la sezione d'uscita 19 del foro di refrigerazione 17, nella parte in cui la foglia 10 diventa più sottile.
Di conseguenza, con tale configurazione, si ottiene un allargamento della sezione d'ingresso 18 dei fori di refrigerazione 17 delle foglie 10.
Per ovviare a quest'inconveniente, i fori di refrigerazione, che solitamente sono a sezione costante, possono essere ad altezza variabile in direzione radiale.
Infatti, se l'ingresso nel foro di refrigerazione è più ampio (zona 18 di figura 2) nel piano della figura, la dimensione ortogonale al piano stesso (direzione radiale per la macchina), può essere minore rispetto alle applicazioni tradizionali .
In effetti, la sezione d'ingresso 18 del foro dì refrigerazione 17 del bordo d'uscita 16 della foglia 10 presenta una dimensione (indicata con Hin in figura 4) minore rispetto alla relativa dimensione (indicata con Hout in figura 3) della sezione d'uscita 19.
Se il sistema di refrigerazione dell'ugello con l'innovazione in oggetto è, inoltre, caratterizzato dall'avere la stessa dimensione del foro di refrigerazione in prossimità del bordo d'uscita della foglia (zona 29 di figura 1 e zona 19 di figura 2), questo assumerà una forma puramente tridimensionale con sezione d'ingresso 18 e d'uscita 19 indicate nelle figure 3-4.
Con questa geometria è quindi possibile avere elevati coefficienti di scambio termico lungo l'intero foro di refrigerazione 17 eliminando i gradienti di temperatura all'interno del metallo della foglia.
Un ulteriore miglioramento dello scambio termico può inoltre essere raggiunto utilizzando turbolatori lungo le pareti dei fori stessi al fine di garantire sempre un elevato valore del coefficiente di scambio termico .
Un vantaggio aggiuntivo dell'invenzione è rappresentato dalla ridotta perdita di carico localizzata all'imbocco del foro che permette di non sprecare parte della pressione totale dell'aria di registrazione in questa zona, lasciando al fluido refrigerante maggiore energia per vincere la perdite di carico dei fori di refrigerazione e dei turbolatori .
Un altro vantaggio dell'invenzione si verifica durante la fusione della foglia in cui la geometria in questione forma una specie di imbuto nella zona di imbocco degli slots che facilita l'ingresso della lega fusa.
I risultati teorici e sperimentali della presente invenzione sono stati cosi soddisfacenti che il sistema può essere utilizzato per nuove turbine a gas di larga diffusione.
Dalla descrizione effettuata risultano chiare le caratteristiche del sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas, secondo la presente invenzione, così come chiari ne risultano i vantaggi .
Si vogliono qui esporre le seguenti considerazioni ed osservazioni conclusive, in modo tale da definire con maggiore precisione e chiarezza i suddetti vantaggi.
La soluzione proposta, si pone il fine di poter ridurre l'elevato spessore di materiale in prossimità del foro di refrigerazione del bordo d’uscita della foglia .
La presente invenzione consiste pertanto nell'eliminare le suddette zone d'elevato spessore di materiale, eliminando con loro anche i relativi gradienti di temperatura.
Ciò provoca le vantaggiose conseguenze illustrate in precedenza con riferimento alla ridotta perdita di carico localizzata all'imbocco del foro 17, per non sprecare parte della pressione totale dell'aria di registrazione in questa zona in particolarmente critica.
La geometria del foro 17 è tale da facilitare l'ingresso della lega fusa durante la fusione della foglia 10.
Ε', infine, chiaramente evidente che numerose altre varianti possono essere apportate al sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas, che è oggetto della presente invenzione, senza per questo uscire dai principi di novità insiti nell'idea inventiva .
E' anche chiaro che, nella pratica attuazione dell'invenzione, i materiali, le dimensioni e le forme utilizzate potranno essere qualsiasi a seconda delle esigenze e gli stessi componenti potranno essere sostituiti con altri componenti tecnicamente equivalenti.
L'ambito della presente invenzione è definito dalle rivendicazioni allegate.

Claims (8)

  1. RIVENDICAZIONI 1 . Sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas, applicabile ad ogni foglia (10) appartenente ad un ugello di una turbina a gas, dove ognuna delle suddette foglie (10) presenta una superficie concava (11) ed una superficie opposta convessa (12), le quali cooperano per definire la forma esterna della foglia (10), e dove la superficie della suddetta foglia (10) presenta una pluralità di fori di refrigerazione (13), in punti opportuni della superficie della suddetta foglia (10), caratterizzato dal fatto che il foro di refrigerazione (17), relativo al bordo d'uscita (16) della suddetta foglia (10), è dotato di una sezione di ingresso (18) e di una sezione d'uscita (19) conformate in modo tale che il foro di refrigerazione (17) presenti una sezione variabile in direzione radiale.
  2. 2. Sistema di refrigerazione degli ugelli, come alla rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto che l'altezza della sezione d'ingresso (18), lungo una direzione radiale della suddetta foglia (10), del suddetto foro di refrigerazione (17) del bordo d'uscita (16) della foglia (10) è minore rispetto alla relativa all'altezza della sezione d'uscita
  3. 3. Sistema di refrigerazione degli ugelli, come alla rivendicazione 1 o 2, caratterizzato dal fatto che, internamente alla suddetta foglia (10), sono presenti elementi in lamiera forata (14, 15), al fine di incrementare il coefficiente di scambio termico della suddetta foglia (10).
  4. 4. Sistema di refrigerazione degli ugelli, come ad una o più rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto di presentare elevati coefficienti di scambio termico lungo l'intero foro di refrigerazione (17) ed assenza di gradienti di temperatura all'interno del metallo della suddetta foglia (10).
  5. 5. Sistema di refrigerazione degli ugelli, come ad una o più rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto di presentare una pluralità di elementi turbolatori lungo le pareti dei fori stessi al fine di garantire sempre un elevato valore del coefficiente di scambio termico.
  6. 6. Sistema di refrigerazione degli ugelli, come ad una o più rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto di presentare una ridotta perdita di carico localizzata all'imbocco del suddetto foro (17) in modo tale da non sprecare parte della pressione totale dell'aria di registrazione in questa zona, lasciando al fluido refrigerante maggiore energia per vincere la perdite di carico dei fori di refrigerazione e dei turbolatori.
  7. 7. Sistema di refrigerazione degli ugelli, come ad una o più rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che la geometria del suddetto foro (17) è tale da facilitare l’ingresso della lega fusa durante la fusione della suddetta foglia {10).
  8. 8. Sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas, il tutto come sostanzialmente descritto e rivendicato e per gli scopi specificati.
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US09/987,331 US6530745B2 (en) 2000-11-28 2001-11-14 Cooling system for gas turbine stator nozzles
CA002363363A CA2363363C (en) 2000-11-28 2001-11-15 Cooling system for gas turbine stator nozzles
EP01309788A EP1209323B1 (en) 2000-11-28 2001-11-21 Cooling system for gas turbine stator vanes
DE60117494T DE60117494T2 (de) 2000-11-28 2001-11-21 Kühlsystem für Gasturbinen-Statordüsen
RU2001132142/06A RU2286464C2 (ru) 2000-11-28 2001-11-27 Система охлаждения для сопел статора газовых турбин
KR1020010074116A KR100705859B1 (ko) 2000-11-28 2001-11-27 가스 터빈 스테이터 노즐용 냉각 시스템
TW90129416A TW575711B (en) 2000-11-28 2001-11-28 Cooling system for gas turbine stator nozzles
JP2001361874A JP4154509B2 (ja) 2000-11-28 2001-11-28 ガスタービンスのテータノズルのための冷却システム

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Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100916354B1 (ko) 2009-02-27 2009-09-11 한국기계연구원 터빈날개 및 이를 이용한 터빈
US9051842B2 (en) * 2012-01-05 2015-06-09 General Electric Company System and method for cooling turbine blades
GB2502302A (en) * 2012-05-22 2013-11-27 Bhupendra Khandelwal Gas turbine nozzle guide vane with dilution air exhaust ports
EP2733309A1 (en) 2012-11-16 2014-05-21 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade with cooling arrangement
US9394797B2 (en) 2012-12-04 2016-07-19 General Electric Company Turbomachine nozzle having fluid conduit and related turbomachine
FR3021698B1 (fr) * 2014-05-28 2021-07-02 Snecma Aube de turbine, comprenant un conduit central de refroidissement isole thermiquement de parois de l'aube par deux cavites laterales jointives en aval du conduit central
US10436048B2 (en) * 2016-08-12 2019-10-08 General Electric Comapny Systems for removing heat from turbine components
US10443397B2 (en) * 2016-08-12 2019-10-15 General Electric Company Impingement system for an airfoil
US10364685B2 (en) * 2016-08-12 2019-07-30 Gneral Electric Company Impingement system for an airfoil
US10408062B2 (en) * 2016-08-12 2019-09-10 General Electric Company Impingement system for an airfoil
US20190071977A1 (en) * 2017-09-07 2019-03-07 General Electric Company Component for a turbine engine with a cooling hole
EP3717746A1 (en) * 2017-12-01 2020-10-07 Siemens Energy, Inc. Brazed in heat transfer feature for cooled turbine components
US11261739B2 (en) * 2018-01-05 2022-03-01 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with rib communication
US11280201B2 (en) * 2019-10-14 2022-03-22 Raytheon Technologies Corporation Baffle with tail
US11959396B2 (en) * 2021-10-22 2024-04-16 Rtx Corporation Gas turbine engine article with cooling holes for mitigating recession
RU2767580C1 (ru) * 2021-11-29 2022-03-17 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Охлаждаемая сопловая лопатка турбины высокого давления турбореактивного двигателя

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2098558A5 (it) * 1970-07-20 1972-03-10 Onera (Off Nat Aerospatiale)
US4303374A (en) * 1978-12-15 1981-12-01 General Electric Company Film cooled airfoil body
US4297077A (en) * 1979-07-09 1981-10-27 Westinghouse Electric Corp. Cooled turbine vane
GB2159585B (en) * 1984-05-24 1989-02-08 Gen Electric Turbine blade
JPH03182602A (ja) * 1989-12-08 1991-08-08 Hitachi Ltd 冷却流路を有するガスタービン翼及びその冷却流路の加工方法
US5681144A (en) * 1991-12-17 1997-10-28 General Electric Company Turbine blade having offset turbulators
US5368441A (en) * 1992-11-24 1994-11-29 United Technologies Corporation Turbine airfoil including diffusing trailing edge pedestals
US5337805A (en) * 1992-11-24 1994-08-16 United Technologies Corporation Airfoil core trailing edge region
US5352091A (en) * 1994-01-05 1994-10-04 United Technologies Corporation Gas turbine airfoil
US5503527A (en) * 1994-12-19 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having tip slot
JP3786458B2 (ja) * 1996-01-19 2006-06-14 株式会社東芝 軸流タービン翼
US6190120B1 (en) * 1999-05-14 2001-02-20 General Electric Co. Partially turbulated trailing edge cooling passages for gas turbine nozzles
US6164913A (en) * 1999-07-26 2000-12-26 General Electric Company Dust resistant airfoil cooling
US6179565B1 (en) * 1999-08-09 2001-01-30 United Technologies Corporation Coolable airfoil structure

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