ITTO20101035A1 - Turbina a gas per motori aeronautici - Google Patents

Description

DESCRIZIONE

“TURBINA A GAS PER MOTORI AERONAUTICIâ€

La presente invenzione à ̈ relativa ad una turbina a gas per motori aeronautici.

Come à ̈ noto, una turbina a gas per motori aeronautici comprende, generalmente, più settori palettati rotanti, ciascuno dei quali comprende, a sua volta, un disco turbina collegato ai dischi turbina ad esso adiacenti e portante accoppiata una corona di palette.

Come à ̈ altresì noto, i dischi turbina sono componenti che sono sottoposti ad elevate sollecitazioni sia meccaniche per effetto delle componenti centrifughe ma, soprattutto, termiche dal momento che essi operano in ambiente a temperatura estremamente elevata a causa dell’estrema vicinanza con il flusso dei gas caldi che impatta sulle palette. Per un ottimale funzionamento della turbina si rende, quindi, necessario controllare la temperatura di esercizio di tali dischi mantenendo la stessa temperatura di esercizio al di sotto di un valore di soglia prestabilito o critico.

A tale scopo, à ̈ noto di inviare verso ciascuno dei dischi turbina un proprio flusso di aria di raffreddamento separato dagli altri flussi di aria di raffreddamento. Ciascun flusso di aria di raffreddamento viene, normalmente, formato spillando una quantità predeterminata di aria dal compressore e convogliando l’aria spillata verso la zona di attacco delle palette al rispettivo disco turbina. Nella zona di attacco delle palette al disco, l’aria viene fatta fluire attraverso passaggi delimitati, ciascuno, da una cava del disco turbina da raffreddare, da una parte, e dalla porzione di attacco o lobo della relativa paletta, dall’altra. Durante l’attraversamento dei passaggi, l’aria di raffreddamento progressivamente si riscalda asportando calore per convezione; all’uscita l’aria riscaldata viene, dapprima, immessa in una camera di miscelazione in cui si mescola con una parte del citato flusso di gas caldi formando una miscela a temperatura ridotta che lambisce le pareti laterali della paletta e del disco turbina, dopo di che la stessa miscela viene reinserita nel flusso di gas caldi prima che lo stesso flusso lambisca il settore palettato disposto a valle del disco turbina raffreddato.

Sebbene utilizzata, la modalità di raffreddamento descritta risulta essere scarsamente soddisfacente per diverse ragioni.

Innanzitutto, il raffreddamento dei dischi turbina viene effettuato in condizioni di bassa efficienza e quindi la potenzialità di raffreddamento dell’aria in ingresso viene sfruttata solo in parte. Conseguentemente, l’aria in uscita dai rispettivi dischi turbina presenta una temperatura relativamente bassa per cui, quando miscelata ai gas caldi in ingresso allo stadio a valle, abbassa sensibilmente ed in modo indesiderato la temperatura degli stessi gas caldi.

Venendo poi effettuato uno spillamento per ciascun disco turbina, all’aumentare dei dischi turbina aumenta inevitabilmente la quantità di aria utilizzata e diminuisce conseguentemente il rendimento complessivo.

Scopo della presente invenzione à ̈ quello di realizzare una turbina a gas per motori aeronautici, le cui caratteristiche realizzative consentano di risolvere in maniera semplice ed economica i problemi sopra esposti.

Secondo la presente invenzione viene realizzata una turbina a gas per motori aeronautici Turbina per motori aeronautici comprendente un primo ed almeno un secondo settore palettato rotante comprendenti un primo e, rispettivamente, un secondo disco turbina disposti coassialmente ad un asse della turbina e portanti accoppiate una prima e rispettivamente una seconda corona di palette mobili; il primo ed il secondo disco turbina delimitando con le relative palette primi e, rispettivamente, secondi passaggi atti ad essere attraversati da una massa di aria di raffreddamento dei detti dischi turbina; caratterizzato dal fatto di comprendere, inoltre, mezzi di convogliamento della detta aria di raffreddamento interposti tra i detti primo e secondo settore palettato per convogliare l’aria di raffreddamento uscente dai detti primi passaggi verso i detti secondi passaggi.

L’invenzione verrà ora descritta con riferimento alla figura allegata che illustra parzialmente una preferita forma di attuazione non limitativa di una turbina a gas per motori aeronautici realizzata secondo i dettami della presente invenzione.

Nella figura allegata, con 1 à ̈ indicata, nel suo complesso, una turbina a gas per un motore aeronautico (non illustrato). La turbina 1 comprende una pluralità di settori palettati 2 rotanti, due soli dei quali sono visibili nella figura allegata ed una pluralità di corpi statorici 3, due soli dei quali sono visibili nella figura allegata disposti tra i due settori palettati 2.

I settori palettati 2 rotanti si estendono coassialmente ad un asse turbina, indicato con 5, e comprendono rispettivi dischi turbina 6 e 7 girevoli attorno all’asse 5 e, a loro volta, comprendenti, ciascuno, una rispettiva porzione centrale 8, 9 a disco e, per ciascuna porzione centrale a disco, una relativa coppia di corpi tubolari laterali 10 e 11 internamente flangiati.

I corpi tubolari laterali 10 e 11 si estendono integralmente a sbalzo dalla relativa porzione centrale 8,9 a disco in direzioni contrapposte e terminano con rispettive flangie 10a e 11a interne collegate stabilmente fra loro tramite una corona di viti 13, una sola delle quali à ̈ visibile nella figura allegata.

I dischi turbina 6,7 portano accoppiate, in modo noto, rispettive corone di palette, indicate con 15 e, rispettivamente, con 16, le quali comprendono, a loro volta, rispettive radici 15a e 16a stabilmente accoppiate alla relativa porzione centrale 8,9 a disco e relative porzioni sagomate esterne sagomate 15b,16b lambite, in uso, da un flusso A operativo di gas caldi.

Ciascuna radice 15a à ̈ alloggiata in una relativa sede ricavata sulla periferia esterna della porzione centrale 8 a disco e delimita con la relativa sede una rispettiva apertura passante o passaggio assiale 18, nell’esempio descritto parallelo all’asse 5. Secondo una variante non illustrata, il passaggio assiale 18 à ̈ inclinato rispetto all’asse 5.

Ciascuna radice 16a à ̈, invece, alloggiata in una relativa sede ricavata sulla periferia esterna della porzione centrale 9 a disco e delimita con le relativa sede, una ulteriore apertura passante o passaggio assiale 19 sempre parallelo all’asse 5.

Sempre con riferimento alla figura allegata, i passaggi 18 e 19 costituiscono parte di un circuito 20 chiuso di convogliamento di un flusso di aria di raffreddamento dei dischi turbina 6,7. Il circuito 20 comprende, oltre ai passaggi 18 e 19, un dispositivo 22 di convogliamento per ricevere la massa di aria di raffreddamento uscente dai passaggi 18 e convogliare la stessa massa di aria verso l’ingresso dei, ed attraverso i, passaggi 19.

Nel particolare esempio descritto, il dispositivo 22 comprende due corpi anulari sagomati, indicati con 23 e 24, i quali circondano la porzione 10 e, rispettivamente, la porzione 11 e presentano rispettive flangie interne 23a, 24a disposte una a contatto dell’altra e serrate a pacco tra le flangie 10a e 11a dalle viti 13. I corpi anulari 23 e 24 comprendono poi rispettive porzioni intermedie 23b e 24b a generatrice rettilinea, le quali si estendono a partire dalle relative flangie interne 23a e 24a verso le rispettive corone di palette e delimitano con le stesse porzioni 10 e 11 due tratti 25 e 26 di un condotto 27. I tratti 25 e 26 comunicano fra loro attraverso una corona di aperture D ricavate attraverso le flangie 23a e 24a.

Sempre con riferimento alla figura allegata, i corpi anulari 23 e 24 comprendono, infine, rispettive porzioni terminali 23c e 24c, le quali, nel particolare esempio descritto, presentano diametri interni maggiori di quelli delle porzioni intermedie 23b e 24b, sono accoppiate sostanzialmente a tenuta di fluido alle relative corone 16,15 di palette e delimitano, unitamente alle corone di palette 16,15 stesse ed al relativo disco turbina 7,8, rispettive camere 29 e 30. Le camere 29 e 30 costituiscono parte del circuito 20 e comunicano con i relativi tratti 25 e 26 del condotto 27, da una parte, e con le rispettive aperture 19,18, dall’altra. In questo modo, l’aria di raffreddamento transitante attraverso le aperture 18 viene raccolta nella camera 30 e da questa inviata nella camera 29 attraverso il condotto 27; dalla camera 29, la stessa aria prosegue attraversando i passaggi 19 raffreddando, in tal modo, anche il disco turbina 7.

Ancora con riferimento alla figura allegata, ciascuna porzione 15b à ̈ accoppiata all’adiacente corpo statorico 3 tramite una rispettiva tenuta 32 a trafilamento controllato. Nel particolare esempio descritto, la tenuta 32 comprende una coppia di alette anulari 33 e 34, le quali sono portate dalla porzione 15b e delle quali l’aletta 33 coopera con un corpo 35 di materiale abradibile portato dal corpo statorico 3, mentre l’aletta 34 coopera direttamente con una superficie interna del corpo statorico 3. In condizioni di regime, le alette 33 e 34 delimitano un passaggio 36, attraverso il quale trafila una parte C definita del flusso A di gas caldi.

Sempre nell’esempio descritto, ciascuna porzione 16b à ̈, invece, accoppiata all’adiacente corpo statorico 3 tramite una relativa tenuta 37, la quale à ̈ simile alla tenuta 32 e delimita un passaggio 38 di reimmissione della parte C di gas caldo trafilato nel flusso A di gas caldi.

L’aria di raffreddamento dei dischi turbina 6,7 transitante all’interno del circuito 20 à ̈ isolata dal flusso A di gas caldi ma soprattutto dalla parte C trafilata attraverso la tenuta 32 tramite una barriera termica, indicata nel suo complesso con 40.

La barriera termica 40 comprende una barriera meccanica 41 di guida stabilmente collegata ai corpi statorici 3 e delimitante con i corpi statorici 3 stessi un ulteriore condotto anulare 42 di convogliamento, il quale à ̈ atto a ricevere la parte C del gas caldo uscente dalla tenuta 32 ed a convogliare la stessa parte C di gas caldo verso la tenuta 38 che ne consente la reimmissione nel flusso A di gas caldo.

Sempre nel particolare esempio descritto, il condotto 42 alloggia all’interno di suoi tratti terminali di estremità assiale a diverso volume le tenute 32 e 38, mentre la barriera meccanica 41 comprende due corpi metallici anulari 43 e 44, i quali sono accoppiati fra loro a tenuta di fluido e si estendono a sbalzo in direzioni assiali opposte da una appendice 45 forata di supporto ricavata in prossimità della zona di giunzione dei dischi turbina 6,7.

Oltre alla barriera meccanica 41, la barriera termica 40 comprende, inoltre, una camera anulare 47 disposta tra il condotto 42 di convogliamento della parte C del gas caldo trafilato ed il condotto 27 di convogliamento dell’aria di raffreddamento. La camera 47 à ̈ delimitata circonferenzialmente dai corpi 43 e 44 sul lato esterno e dai corpi 23 e 24 sul lato interno e comunica con un ingresso e con una uscita del condotto 42 attraverso due passaggi strozzati indicati con 47a e 47b. La camera 47 ospita, in uso, una massa di aria, la quale, per effetto della conformazione dei passaggi 47a e 47b à ̈ mobile praticamente solo in direzione circonferenziale e per questo definisce un cuscino termicamente isolante che separa i flussi caldi A e C dal flusso B di aria di raffreddamento impedendo a quest’ultimo di riscaldarsi durante il transito da un disco turbina a quello successivo.

Da quanto precede appare, innanzitutto, evidente che nella turbina 1 descritta viene utilizzato un unico flusso di aria di raffreddamento comune a tutti i dischi turbina 6,7. Ciascun circuito 20 permette, infatti, di prelevare l’aria di raffreddamento uscente da un disco turbina di monte e di inviarla verso un disco turbina disposto immediatamente a valle. In questo modo, sempre rispetto alle soluzioni note, viene sensibilmente ridotta la massa di aria destinata al raffreddamento dei dischi turbina.

La stessa aria di raffreddamento non viene mai mescolata o addizionata al flusso di gas caldi, per cui la temperatura degli stessi gas caldi non à ̈ influenzata dalla massa e dalla temperatura dell’aria di raffreddamento.

Inoltre, al fine di evitare un indesiderato riscaldamento della temperatura dell’aria durante il trasferimento da un disco turbina a quello successivo, nella turbina 1 descritta à ̈ prevista una barriera termicamente isolante, la quale, nel particolare esempio descritto, comprende una barriera meccanica con funzione di reimmissione dei gas caldi trafilati nuovamente nel flusso principale ed un cuscino isolante ad aria per separare termicamente la barriera meccanica dal dispositivo previsto per guidare il flusso di aria di raffreddamento attraverso i vari dischi turbina.

Da quanto precede appare evidente che alla turbina 1 descritta possono essere apportate modifiche e varianti senza per questo uscire dall’ambito protettivo definito dalla rivendicazione indipendente.

In particolare, costruttivamente diverso da quello descritto a titolo di esempio potrebbe essere il dispositivo per guidare l’aria di raffreddamento verso i passaggi assiali del disco turbina di valle. In particolare, l’aria di raffreddamento potrebbe avanzare lungo un percorso definito ma non chiuso, ad esempio a causa di possibili trafilamenti nella zona di interfaccia tra le porzioni 23c e 24c e le palette 15 e 16.

Claims (7)

1. RIVENDICAZIONI 1. Turbina a gas per motori aeronautici comprendente un primo ed almeno un secondo settore palettato rotante comprendenti un primo e, rispettivamente, un secondo disco turbina disposti coassialmente ad un asse della turbina e portanti accoppiate una prima e rispettivamente una seconda corona di palette mobili; il primo ed il secondo disco turbina delimitando con le relative palette primi e, rispettivamente, secondi passaggi atti ad essere attraversati da una massa di aria di raffreddamento dei detti dischi turbina; caratterizzato dal fatto di comprendere, inoltre, mezzi di convogliamento della detta aria di raffreddamento interposti tra i detti primo e secondo settore palettato per convogliare l’aria di raffreddamento uscente dai detti primi passaggi verso i detti secondi passaggi.
2. 2. Turbina secondo la rivendicazione 1, caratterizzata dal fatto che i detti mezzi di convogliamento comprendono una paratia delimitante almeno parzialmente un condotto di guida della detta aria di raffreddamento verso i detti secondi passaggi.
3. 3.- Turbina secondo la rivendicazione 2, caratterizzata dal fatto che i detti primi e secondi passaggi ed il detto condotto di guida costituiscono parte di un circuito chiuso per avanzare una medesima massa di aria di raffreddamento attraversante i detti primo e secondo settore palettato.
4. 4.- Turbina secondo la rivendicazione 3, caratterizzato dal fatto che il detto circuito chiuso comprende, inoltre, prime e seconde camere anulari nelle quali sfociano i primi e, rispettivamente, i secondi detti passaggi ed il detto condotto di guida.
5. 5.- Turbina secondo una delle rivendicazioni da 2 a 4, caratterizzata dal fatto che la detta paratia comprende per ciascun detto settore palettato un rispettivo corpo di guida; i detti corpi di guida essendo fra loro indipendenti e collegati l’uno all’altro in corrispondenza di una zona di collegamento dei detti dischi turbina fra loro; ciascuno dei detti corpi di guida delimitando con una rispettiva porzione del relativo disco turbina un tratto del detto condotto.
6. 6. Turbina secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzata dal fatto di comprendere, inoltre, mezzi di isolamento termico per isolare termicamente un flusso di gas caldi dai detti mezzi di convogliamento dell’aria di raffreddamento.
7. 7. Turbina secondo la rivendicazione 6, caratterizzata dal fatto di comprende, inoltre, primi e secondi corpi statorici interposti tra le dette prima e seconda corona di palette mobili, primi mezzi di tenuta interposti tra la prima corona di palette mobili ed i detti primi corpi statorici e secondi mezzi di tenuta interposti tra i detti secondi corpi statorici e la detta seconda corona di palette; i detti mezzi di isolamento termico comprendendo una barriera meccanica stabilmente collegata ai detti corpi statorici e delimitante con i corpi statorici un ulteriore condotto anulare per convogliare un flusso di gas caldi di trafilamento uscente attraverso i detti primi mezzi di tenuta verso i detti secondi mezzi di tenuta. 8.- Turbina secondo la rivendicazione 7, caratterizzata dal fatto che i detti secondi mezzi di tenuta definiscono un passaggio di reimmissione del detto flusso di gas caldi di trafilamento convogliati dal detto ulteriore condotto nel detto flusso di gas caldi. 9.- Turbina secondo la rivendicazione 7 o 8, caratterizzata dal fatto che il detto ulteriore condotto alloggia parzialmente i detti primi e secondi mezzi di tenuta. 10.- Turbina secondo la rivendicazione 9, caratterizzata dal fatto che il detto ulteriore condotto à ̈ distanziato in direzione radiale dai detti mezzi di convogliamento della detta aria di raffreddamento. 11.- Turbina secondo una delle rivendicazioni da 7 a 10, caratterizzata dal fatto che la detta barriera meccanica comprende due corpi metallici estendentisi a sbalzo in direzioni assiali opposte da una appendice di supporto ricavata in prossimità della zona di giunzione dei detti primo e secondo disco turbina. 12.- Turbina secondo una qualsiasi delle rivendicazioni da 6 a 11, caratterizzata dal fatto che i detti mezzi di isolamento termico comprendendo, inoltre, una camera anulare disposta tra il detto ulteriore condotto anulare ed i detti mezzi di convogliamento della detta aria di raffreddamento; la detta camera ospitando un cuscino d’aria isolante. 13:_ Turbina secondo la rivendicazione 12, caratterizzato dal fatto che la detta camera anulare comunica con un ingresso e con una uscita del detto ulteriore condotto attraverso rispettivi passaggi strozzati.