ITTO20010346A1 - Combustore per una turbina a gas, particolarmente per un motore aeronautico. - Google Patents

Description

D E S C R I Z I O N E

del brevetto per Invenzione Industriale

La presente invenzione è relativa ad un combustore per una turbina a gas, particolarmente per un motore aeronautico .

COIR'è noto, i motori aeronautici a reazione comprendono un compressore, una turbina di espansione ed un combustore interposto tra il compressore e la turbina. Il combustore comprende una camera di combustione comunicante con l'uscita del compressore ed una camera o condotto d'ingresso in turbina attraversato, in uso, da gas a temperatura relativamente elevata generati nella camera di combustione stessa.

Per limitare le sollecitazioni termiche dovute all'elevata temperatura dei gas, è necessario asportare continuamente calore dalle pareti interne delimitanti il condotto d' ingresso in turbina e la camera di combustione. Per soddisfare tale esigenza, le pareti interne presentano una pluralità di fori passanti, i quali consentono il passaggio di flussi d'aria a temperatura relativamente bassa e diretti trasversalmente alle pareti interne stesse nel condotto, dove l'aria si miscela direttamente con i gas che fluiscono verso la turbina.

I combustori di tipo noto appena descritto risultano scarsamente soddisfacenti, in quanto la portata d'aria dì raffreddamento necessaria per asportare la quantità di calore richiesta dalle pareti interne risulta essere relativamente elevata. Quanto appena esposto è dovuto essenzialmente al fatto che l'efficienza dello scambio termico tra le pareti interne e i flussi d'aria che passano attraverso 1 fori ricavati nelle pareti interne stesse non è ottimale.

Inoltre, i fori generano concentrazioni di tensione nel materiale in cui sono ricavati e, quindi, tendono ad indebolire le caratteristiche dì resistenza meccanica delle pareti interne del combustore.

Scopo della presente invenzione è quello di realizzare un combustore per una turbina a gas, particolarmente per un motore aeronautico, il quale consenta di risolvere in maniera semplice ed economica i problemi sopra esposti e, in particolare, consenta di ottimizzare lo scambio termico tra l'aria di raffreddamento e le pareti interne.

Secondo la presente invenzione viene realizzato un combustore per una turbina a gas, particolarmente per un motore aeronautico; il combustore comprendendo almeno una camera attraversata, in uso, da gas di combustione, almeno una parete laterale delimitante la detta camera, e mezzi di canalizzazione associati alla detta parete laterale per consentire il passaggio di un fluido di raffreddamento della parete laterale stessa; caratterizzato dal fatto di comprendere, inoltre, mezzi di guida delimitanti almeno parzialmente i detti mezzi di canalizzazione per immettere nella detta camera almeno un flusso del detto fluido di raffreddamento in direzione tangenziale alla detta parete laterale.

L'invenzione verrà ora descritta con riferimento ai disegni annessi, che ne illustrano un esempio di attuazione non limitativo, in cui:

la figura 1 è una sezione diametrale schematica e parziale di una preferita forma di attuazione del combustore per una turbina a gas, particolarmente per un motore aeronautico, realizzate secondo la presente invenzione; e

la figura 2 è una semisezione diametrale, in scala ingrandita, del combustore della figura 1.

Nella figura 1, con 1 è indicato, nel suo complesso, un motore aeronautico a reazione, il quale presenta una simmetria assiale rispetto ad un asse 3 e comprende un compressore (non illustrato) , un combustore 5 (parzialmente illustrato) ed una turbina 6 (schematicamente e parzialmente illustrata) disposti in serie tra loro lungo un percorso 7 di avanzamento dei gas attraverso il motore 1.

Con riferimento, in particolare, alla figura 2, il combustore 5 comprende una struttura 8 di supporto (parzialmente illustrata) e delimita una cavità 9 anulare interna, la quale presenta un ingresso (non illustrato) comunicante con l'uscita del compressore ed un'uscita 10 comunicante con l'ingresso della turbina 6. La cavità 9 comprende una camera 11 di combustione (parzialmente illustrata) delimitata da due pareti 12 e 13 affacciate tra loro, ed una camera 14 anulare ricavata in posizione intermedia tra la camera 11 e l'uscita 10 per convogliare i gas stessi in ingresso alla turbina 6.

La camera 14 presenta una sezione progressivamente decrescente verso l'uscita 10 per accelerare il flusso di gas ed è delimitata da due pareti 15 e 16 a sezione diametrale curva affacciate e convergenti tra loro verso l'uscita 10 stessa. La parete 16 è convessa verso la camera 14, si estende a prolungamento della parete 13 e presenta una pluralità di fori 17 per consentire il passaggio di flussi d'aria di raffreddamento attraverso la parete 16 stessa.

La parete 15, invece, è definita da una struttura anulare comprendente una porzione 21 terminale d'attacco (parzialmente illustrata), la quale si estende verso l'esterno della cavità 9 ed è accoppiata, da un lato, alla struttura 8 in modo noto e non illustrato in dettaglio e, dall'altro, alla parete 12 mediante una flangia 23 anulare solidale alla parete 12 stessa. Gli accoppiamenti della porzione 21 alla struttura 8 e alla flangia 23 lasciano alla struttura 15 possibilità di spostamenti assiali e radiali di ampiezza relativamente contenuta per consentire il recupero, in uso, di deformazioni dovute agli elevati gradienti termici.

La struttura 15 comprende, inoltre, una porzione 25 terminale anulare rivolta verso l'uscita 10 ed accoppiata alla struttura 8 in modo da scorrere lungo una guida 26 curva (parzialmente illustrata) sostanzialmente parallela al percorso 7, sempre per consentire il recupero delle deformazioni dovute a gradienti termici.

In particolare, la porzione 25 comprende una parete 27, la quale delimita la camera 14, è concava verso la camera 14 stessa e presenta una pluralità di fori 28 per consentire il passaggio di flussi d'aria di raffreddamento attraverso la parete 27 stessa.

La struttura 15 comprende, inoltre, una porzione 30 intermedia tra le porzioni 21 e 25 e comprendente una coppia di pareti 31 e 32 anulari, le quali si estendono lungo il percorso 7 in posizioni affacciate e distanziate tra loro e presentano rispettive concavità rivolte verso la camera 14. La parete 31 si estende a prolungamento della parete 27 senza soluzione di continuità, mentre la parete 32 delimita la camera 14 e comprende due pannelli 34 e 35 contrapposti affacciati alla parete 31 e, rispettivamente, ad un tratto 36 terminale della parete 12. I pannelli 34 e 35 si estendono a sbalzo da una porzione 38 intermedia d'attacco, la quale e solidale aria porzione 21 ed e conformata ad U con concavità rivolta verso il pannello 34.

Il pannello 35 ed il tratto 36 delimitano tra loro un'apertura 40 anulare ricavata su una superficie ideale ortogonale al percorso 7, ed un canale 41 anulare di guida, il quale è sostanzialmente parallelo al percorso 7 stesso, comunica con un ingresso 43 d'aria di raffreddamento ricavato nella flangia 23 e sfocia nella camera 23 attraverso l'apertura 40.

Il pannello 34 e la parete 31, invece, convergono tra loro verso l'uscita 10 e delimitano un'apertura 45 anulare ricavata su una superficie ideale ortogonale al percorso 7 ed un canale 47 anulare di guida, il quale è sostanzialmente parallelo al percorso 7 stesso, comunica con un ingresso 48 d'aria di raffreddamento ricavato nella porzione 38 e sfocia nella camera 14 attraverso l'apertura 45.

In particolare, il pannello 34 presenta una superficie 50 sostanzialmente liscia delimitante la camera 14 ed una superficie 51 delimitante il canale 47 e provvista di nervature 52 circonferenziali.

Con riferimento alla figura 2, la porzione 30 comprende, infine, una serie di elementi di riscontro portati dalla parete 31 in posizioni angolarmente distanziate tra loro attorno all'asse 3, uno solo dei quali è illustrato in figura 2 ed indicato con 55. L'elemento 55 sporge nel canale 47, è distanziato dalla superficie 51 e definisce un arresto per l'estremità libera 56 del pannello 34 quando l'estremità libera 56 stessa si sposta verso la parete 31.

In uso, le pareti 34,35 e il tratto 36 della parete 12 delimitano i canali 41 e 47 e guidano, nella camera 14, due flussi F1 e F2 d'aria di raffreddamento in rispettive direzioni tangenziali alla struttura 15 e, in particolare, secondo versi concordi tra loro e con il percorso 7 di avanzamento dei gas. I flussi F1,F2, scorrendo lungo la struttura 15, asportano calore dalla struttura 15 stessa e si miscelano progressivamente con i gas di combustione che fluiscono nella camera 14. In particolare, il flusso FI scorre tangenzialmente alla parete 32, mentre il flusso F2 accelera lungo il canale 47, a seguito della progressiva riduzione di sezione del canale 47 stesso, entra nella camera 14 tangenzialmente alla parete 31 e va ad aggiungersi al flusso FI per fluire lungo la parete 31 stessa.

Nel contempo, l'estremità libera 56 può spostarsi in direzione trasversale alla parete 31 e al percorso 7 per variare la sezione di passaggio dell'apertura 45 e del canale 47 in funzione della struttura 15 determinata dalla temperatura dei gas. Lo spostamento dell'estremità libera 56 è una conseguenza delle deformazioni del pannello 34 e della porzione 38 ad U dovute al gradiente termico presente tra le varie condizioni d'uso. In particolare, all'aumentare della temperatura il pannello 34 si avvicina automaticamente alla parete 31, la sezione dell'apertura 45 e del canale 47 diminuisce e, di conseguenza, la velocità del flusso F2 aumenta.

Dall'incremento di velocità del flusso F2 consegue una maggiore asportazione di calore dalla struttura 15 e, quindi, una diminuzione di temperatura della struttura 15 stessa. La diminuzione di temperatura porta ad allontanare nuovamente l'estremità libera 56 dalla parete 31, per cui la velocità del flusso F2 e, di conseguenza, la quantità di calore asportato tendono nuovamente a diminuire. In condizione di regime del combustore 5, le sezioni di passaggio dell'apertura 45 e del canale 41 raggiungono una condizione di equilibrio dopo una serie di cicli di assestamento della posizione del pannello 34.

Da quanto precede appare evidente che nel combustore 5 descritto ed illustrato i canali 41,47 e le aperture 40,45 costituiscono parte di una canalizzazione 60 che consente di asportare calore dalla struttura 15 con un'efficienza di scambio termico maggiore di quella che si otterrebbe facendo fluire l'aria di raffreddamento attraverso fori passanti ricavati trasversalmente alla struttura o parete 15.

Infatti, i flussi FI, F2 vengono guidati in direzioni tangenziali alle superfici di delimitazione della camera 14, per cui lo scambio termico tra l'aria di raffreddamento e la parete o struttura 15 avviene lungo un'area di ampiezza relativamente elevata.

Pertanto, la portata d'aria necessaria per mantenere la temperatura della struttura 15 al di sotto di un valore determinato richiesto risulta essere molto minore, e in particolare pari circa alla metà, di quella necessaria nel caso in cui si adottasse una soluzione con struttura 15 provvista solamente di fori passanti .

Inoltre, l'efficienza dello scambio termico risulta elevata anche per il fatto di prevedere un primo ed un secondo flusso F1,F2 concordi e successivi tra loro, i cui effetti vengono a sommarsi nel punto in cui l'asportazione di calore operata dal flusso FI tenderebbe a perdere efficacia. La modalità utilizzata per prevedere i due flussi F1,F2 in successione tra loro risulta estremamente semplice, grazie alla presenza di un'unica parete 32 che delimita entrambe le aperture 40,45.

Inoltre, la regolazione della velocità del flusso FI ottenuta mediante la deformabilità termica del pannello 34 e della porzione 38 consente di regolare in modo automatico l'asportazione di calore dalla struttura 15 in funzione della temperatura e risulta essere estremamente semplice da realizzare, grazie al pannello 34 che si estende a sbalzo dalla porzione 38.

Inoltre, gli elementi 55 consentono di controllare la sezione di passaggio del flusso FI, nel senso che impediscono una completa chiusura dell'apertura 45.

La struttura 15 presenta, poi, buone caratteristiche strutturali meccaniche per il fatto di essere sostanzialmente priva di fori passanti, che tenderebbero ad indebolire la sua resistenza.

Da quanto precede appare, infine, evidente che al combustore 5 descritto possono essere apportate modifiche e varianti che non esulano dal campo di protezione della presente invenzione.

In particolare, le aperture 40,45 e i canali 41,47 potrebbero essere diversi da quelli illustrati e descritti, ad esempio per dirigere i flussi F1,F2 in direzioni tangenziali leggermente diverse tra loro, e/o con una componente circonferenziale rispetto all'asse 3. Le aperture 40,45 potrebbero non essere anulari, ma essere ricavate solo su parte della periferia circonferenziale della cavità 9.

Inoltre, il fluido di raffreddamento potrebbe essere diverso dall'aria, e/o potrebbero essere previsti più di due flussi tangenziali in successione tra loro lungo la periferia della camera 14.

Infine, la presente invenzione potrebbe essere applicata anche alle pareti 16, 27 delimitanti la camera 14, e/o alle pareti 12,13 delimitanti la camera 11 di combustione.

Claims (1)

1. R IV E N D I CA Z IO N I 1.- Combustore (5) per una turbina a gas, particolarmente per un motore aeronautico (1); il combustore comprendendo almeno una camera (14) attraversata, in uso, da gas di combustione, almeno una parete laterale (15) delimitante la detta camera (14), e mezzi di canalizzazione (60) associati alla detta parete laterale (15) per consentire il passaggio di un fluido di raffreddamento della parete laterale (15) stessa; caratterizzato dal fatto di comprendere, inoltre, mezzi di guida (31,32,36) delimitanti almeno parzialmente i detti mezzi di canalizzazione (60) per immettere nella detta camera (14) almeno un flusso (F1,F2) del detto fluido di raffreddamento in direzione tangenziale alla detta parete laterale (15). 2.- Combustore secondo la rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto che i detti mezzi di guida (31,32,36) comprendono almeno una coppia di pareti (31,32) costituenti parte della detta parete laterale (15). 3.- Combustore secondo la rivendicazione 1 o 2, caratterizzato dal fatto che i detti mezzi di guida (31,32,36) delimitano almeno un canale (47) a sezione decrescente verso il detto ingresso (45). 4.- Combustore secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che i detti mezzi di guida (31,32,36) delimitano un primo ed secondo ingresso (40)(45) ricavati in rispettive posizioni distanziate tra loro per immettere nella detta camera (14) rispettivi flussi (FI)(F2) di fluido di raffreddamento tangenziali e sostanzialmente concordi tra loro. 5.- Combustore secondo la rivendicazione 4, caratterizzato dal fatto che i detti primo e secondo ingresso (40)(45) sono ricavati in successione tra loro lungo un percorso (7) di avanzamento dei detti gas nella detta camera (14). 6.- Combustore secondo la rivendicazione 4 o 5, caratterizzato dal fatto che i detti mezzi di guida (31,32,36) comprendono, per ciascun detto primo e secondo ingresso (40) (45), primi (31)(35) e secondi (34)(36) mezzi di guida; i detti primi mezzi di guida (35) associati al detto primo ingresso (40) ed i detti secondi mezzi di guida (34) associati al detto secondo ingresso (45) comprendendo una parete in comune (32). 7.- Combustore secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto di comprendere mezzi variatori di velocità (34,38) del detto flusso (F2) attraverso il detto ingresso (45). 8.- Combustore secondo la rivendicazione 7, caratterizzato dal fatto che i detti mezzi variatori di velocità (34,38) comprendono mezzi variatori di sezione (34,38) per ridurre la sezione del detto ingresso (45) in maniera automatica all'aumentare della temperatura della detta parete laterale (15). 9.- Combustore secondo la rivendicazione 8, caratterizzato dal fatto che i detti mezzi variatori di sezione comprendono almeno un elemento deformabile (34,38) in funzione della detta temperatura. 10.- Combustore secondo le rivendicazioni 2 e 9, caratterizzato dal fatto che una delle dette pareti (31) comprende una porzione d'attacco (38) ed un pannello (34) delimitante parzialmente il detto ingresso (45); il detto elemento deformabile (34,38) essendo definito da almeno uno tra il detto pannello (34) e la detta porzione d'attacco (38). 11·.- Combustore secondo la rivendicazione 10, caratterizzato dal fatto che il detto pannello (34) si estende a sbalzo dalla detta porzione d'attacco (38). 12.- Combustore secondo la rivendicazione 11, caratterizzato dal fatto che la detta porzione di attacco (38) è conformata ad U con concavità rivolta verso il detto pannello (34). 13.- Combustore secondo una qualsiasi delle rivendicazioni da 10 a 12, caratterizzato dal fatto che il detto pannello (34) presenta una superficie sostanzialmente liscia (50) delimitante la detta camera (14) ed una superficie nervata (51) delimitante il detto ingresso (45). 14.- Combustore secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che ciascun detto ingresso (40,45) è definito da una relativa apertura anulare attorno ad un asse (3) del detto combustore (5). 15.- Combustore per una turbina a gas, particolarmente per un motore aeronautico, sostanzialmente come descritto ed illustrato nelle figure allegate.