ITTO20121012A1 - Assieme statore-rotore di una turbina a gas per motori aeronautici - Google Patents

Description

DESCRIZIONE

del brevetto per invenzione industriale dal titolo:

"ASSIEME STATORE-ROTORE DI UNA TURBINA A GAS PER MOTORI AERONAUTICI"

La presente invenzione è relativa ad un assieme statore-rotore di una turbina a gas per motori aeronautici.

In particolare, la presente invenzione è relativa ad un assieme del tipo comprendente uno statore ed un rotore, a sua volta, comprendente un disco turbina ed una corona o schiera di palette radiali portate dal disco turbina.

Lo statore ed il rotore sono attraversati, in uso, da un flusso di gas operativo caldo e delimitano fra loro una cavità, nella quale fluisce una parte di tale gas operativo trafilato attraverso i giochi presenti tra statore e rotore. Tale cavità è separata da una adiacente cavità da una tenuta, attraverso la quale il gas caldo trafilato passa nell'adiacente cavità per poi rientrare nel flusso principale.

I gas caldi trafilati spostandosi nella cavità scaldano il disco turbina del rotore. Tale riscaldamento deve essere il più possibile evitato e comunque controllato in quanto riduce la resistenza strutturale del disco turbina.

A tale scopo, nella cavità viene introdotto un flusso di gas di raffreddamento, il quale si mescola con i gas caldi trafilati abbassando la temperatura degli stessi, pressurizzando la cavità e riducendo di conseguenza il trafilamento dei gas caldi.

Una tale modalità operativa non consente né di raffreddare il disco turbina in maniera energica, né di controllare puntualmente il raffreddamento del disco turbina.

Dalla domanda di brevetto europeo EP 2 060 741 A2 è noto di disporre all'interno di ciascuna cavità, in posizione adiacente all'apertura di ingresso del gas di raffreddamento, un setto assiale integrale alla tenuta ed estendentesi in posizione affacciata all'apertura stessa.

L'utilizzo di tale setto assiale, sebbene consenta di deviare il flusso di raffreddamento verso il disco turbina, non risolve il problema del miscelamento del gas di raffreddamento con il gas caldo trafilato all'interno della cavità. All'uscita dal setto non esistono, infatti, ostacoli al miscelamento dei due gas e questo provoca una riduzione dell'efficacia del gas di raffreddamento rendendo, così, necessario l'utilizzo di elevate portate di gas di raffreddamento.

Scopo della presente invenzione è quello di realizzare un assieme rotore-statore di 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 realizzato un assieme statore-rotore di una turbina a gas per motori aeronautici comprendente uno statore ed un rotore attraversati, in uso, da un flusso di gas caldo operativo e definenti fra loro una cavità; un passaggio esterno di trafilamento di una parte del detto gas caldo operativo all'interno di detta cavità; un passaggio interno di ingresso di un flusso di gas di raffreddamento del detto rotore in detto cavità; ed una tenuta interposta tra il detto statore ed il detto rotore per separare la detta cavità da una adiacente cavità; caratterizzato dal fatto di comprendere, inoltre, una parete radiale di separazione alloggiata in detta cavità ed avente un bordo perimetrale terminale interno disposto a lato del detto passaggio interno; la detta parete radiale suddividendo la detta cavità per delimitare, con il detto rotore, una prima camera comunicante con il detto passaggio interno per accogliere il detto gas di raffreddamento e, con il detto statore, una seconda camera, la quale comunica con il detto passaggio esterno per accogliere il detto gas caldo trafilato e con una camera adiacente attraverso la detta tenuta.

Preferibilmente, nell'assieme sopra definito, le dette prima e seconda camera sono due camere radiali fra loro accostate in una direzione parallela ad un asse di rotazione del detto rotore.

Preferibilmente, inoltre, la detta parete radiale presenta un bordo perimetrale terminale esterno affacciato al detto passaggio esterno.

L'invenzione verrà ora descritta con riferimento alla figura allegata che illustra, schematicamente e sostanzialmente a blocchi, una preferita forma di attuazione non limitativa di un assieme rotore-statore di una turbina a gas per motori aeronautici realizzata secondo i dettami della presente invenzione.

Nella figura allegata, con 1 è indicata, nel suo complesso, una turbina a gas per un motore aeronautico (non illustrato).

La turbina comprende un assieme rotore-statore 2, a sua volta, comprende uno statore 3 ed un rotore 4 girevole rispetto allo statore 3 attorno ad un asse turbina 5.

Il rotore 4 comprende un disco anulare 6 rotante, una schiera 7 di palette circondanti esternamente il disco anulare 6 stesso ed un corpo tubolare 8 interno estendentesi assialmente dal disco anulare 6 coassialmente all'asse turbina 5 e solidalmente collegato ad una porzione perimetrale interna del disco anulare 6 stesso.

Lo statore 3 comprende, invece, una porzione esterna fissa 11 di supporto di una corona o schiera di palette Ila ed una porzione interna fissa 10.

Nel particolare esempio descritto, la porzione fissa 10 comprende un corpo tubolare interno 12, un corpo tubolare esterno 13 collegato alla corona di palette Ila, ed una parete anulare radiale 14 stabilmente collegata ai corpi tubolari 12 e 13.

Il corpo tubolare interno 12 si estende, con gioco radiale, all'esterno del corpo tubolare 8, e tra i due corpi 8 e 12 stessi è interposta una tenuta 16, di per sé nota e schematicamente illustrata, la quale, nel particolare esempio descritto, è solidalmente collegata al corpo 8 per postarsi all'unisono con il corpo 8 stesso.

Le schiere di palette 7 e 11 sono attraversate, in uso, da un flusso 18 di gas caldo; una parte 18a di tale flusso 18 attraversa, sempre, in uso, un passaggio anulare esterno 20 definito dal gioco presente nell'accoppiamento del disco 6 al corpo tubolare 13.

Sempre con riferimento alla figura allegata, ciascun assieme rotore-statore 2 comprende, inoltre, un passaggio radiale interno 21, il quale si estende radialmente attraverso il corpo tubolare interno 8 in posizione adiacente al disco anulare 6.

Il disco anulare 6, il corpo tubolare 8 e la porzione fissa 10 delimitano fra loro una cavità o vano anulare 23 comunicante con entrambi i passaggi 20 e 21 e con una adiacente camera 24 delimitata dalla porzione fissa 10 attraverso la tenuta 16.

La cavità 23 alloggia una parete radiale 25 anulare di suddivisione della cavità 23 stessa.

Nel particolare esempio descritto, la parete radiale 25 è solidalmente collegata alla porzione fissa 10 e, in particolare, al corpo tubolare 12 interno tramite bracci assiali 26 fra loro angolarmente distanziati per consentire il passaggio di gas verso la tenuta 16.

Sempre nel particolare esempio descritto, la parete radiale 25 comprende una porzione a disco 27 interna ed una porzione tubolare troncoconica 28 esterna, la quale si estende a partire dalla porzione a disco 27 ed è svasata verso il disco anulare 6. Entrambe le porzioni presentano rispettive generatrici A,B rettilinee.

In particolare, sempre con riferimento alla figura allegata, la porzione a disco 27 è disposta da parte opposta del passaggio interno 21 rispetto al disco anulare 6, si estende ortogonalmente all'asse 5 in posizione parzialmente affacciata al corpo tubolare 12, al quale è collegata tramite i bracci 26, e presenta un proprio bordo perimetrale interno 29 adiacente al corpo tubolare 8 e formante, con il corpo tubolare 8 stesso, un passaggio assiale 30 anulare.

La porzione troncoconica 28 è, invece, rastremata verso la porzione a disco 27 e presenta un proprio bordo terminale 31 esterno o libero disposto in posizione affacciata e, nel caso specifico, adiacente al passaggio esterno 20 ed al disco anulare 6, con il quale forma un passaggio anulare radiale 32 solo parzialmente affacciato al passaggio esterno 20. Le dimensioni assiali del passaggio 32, ossia la distanza della porzione 28 dal disco 6, possono essere minime e al limite tali da approssimare per eccesso il gioco minimo necessario per evitare interferenza tra il disco 6 ed il corpo tubolare 13.

La parete 25, per il fatto di estendersi radialmente da una parte radiale all'altra della cavità 23 suddivide la cavità 23 stessa in due camere assialmente accostate l'una all'altra, ed indicate con 35 e 36.

Delle camere 35 e 36, la camera 35 è delimitata assialmente dal disco anulare 6 e comunica con il passaggio interno 21 per accogliere un gas di raffreddamento, convenientemente aria in pressione, entrante attraverso il passaggio interno 21 stesso in una direzione radiale sostanzialmente parallela ad un piano P ortogonale all'asse 5. Per la particolare conformazione della parete 25, la camera 35 presenta dimensioni assiali, ossia misurate parallelamente all'asse 5, decrescenti in direzione radiale a partire dal corpo tubolare 8.

La camera 36 è, invece, delimitata assialmente dalla porzione fissa 10 e comunica con il passaggio esterno 20 per accogliere il gas caldo trafilato attraverso il passaggio 20 stesso ed uscente attraverso la tenuta 16. Sempre per la particolare conformazione della parete 25, la camera 36 presenta dimensioni assiali, ossia misurate parallelamente all'asse 5, decrescenti in direzione radiale a partire dal corpo tubolare 13. La camera 36 presenta, inoltre, in corrispondenza del corpo tubolare 12, un restringimento 38, attraverso il quale passa, sempre in uso, una parte 18b del gas caldo 18a trafilato per poi miscelarsi con il gas di raffreddamento transitante attraverso il passaggio 30 in una zona della camera 36 stessa disposta a valle del restringimento 38 ed a monte della tenuta 16.

Da quanto precede appare evidente che la presenza della parete 25 e, in generale, di una parete radiale di confinamento dei gas presenti nella cavità 23 permette di separare e confinare il flusso di gas caldo trafilato 18a ed il gas di raffreddamento in due zone distinte della cavità 23 stessa, permettendo, in tal modo, di realizzare un efficace e controllato raffreddamento del disco anulare 6. Infatti, i gas caldi trafilati, da un lato, non sono ostacolati dalla parete 25 nel loro naturale spostamento verso la tenuta 16 avendo la camera 36 un ingresso adiacente e diretto al passaggio esterno 20.

Allo stesso modo, la parete 25 confina il gas di raffreddamento nella camera 35 evitando il miscelamento con i gas caldi trafilati e quindi l'immediato ed incontrollato innalzamento della temperatura del gas di raffreddamento entrante. Inoltre, la specifica configurazione della parete 25 ossia la presenza della porzione anulare interna a disco 27, non pone alcun ostacolo o resistenza all'ingresso del gas di raffreddamento all'interno della relativa camera 35. In questo modo, rispetto alle soluzioni note, viene aumentata l'efficacia di raffreddamento e, conseguentemente, ridotta la quantità necessaria di gas di raffreddamento addotta nella camera 35 a parità di raffreddamento.

Inoltre, essendo la parete 25 solidale allo statore 3 e quindi fissa all'interno della cavità 23, la parete 25 stessa non è un componente che può presentare criticità da un punto di vista strutturale.

Infine, essendo la parete 25 di separazione distinta dalla guarnizione di tenuta 16, la stessa guarnizione 16 non è, non solo, interessata da eventuali azioni trasmesse dalla parete 25 stessa, ma non pone limitazioni alla realizzazione della tenuta 16. Inoltre, la parete 25 può essere realizzata con materiali e tecnologie diverse da quelle utilizzate per la formatura della guarnizione 16 senza alcun vincolo dimensionale e/o di forma.

Da quanto precede, appare evidente che la parete 25 può presentare dimensioni o geometrie diverse da quelle descritte ed illustrate a titolo di esempio sempre però mantenendo la sua funzione di confinamento dei due flussi di gas a diversa temperatura. In particolare, la parete 25 potrebbe presentate una estensione in direzione radiale minore di quella indicata a titolo di esempio, ma sempre tale da evitare il miscelamento del gas trafilato a quello di raffreddamento.

Claims (2)

1. RIVENDICAZIONI 1.- Assieme statore-rotore di una turbina a gas per motori aeronautici comprendente uno statore ed un rotore attraversati, in uso, da un flusso di gas caldo operativo e definenti fra loro una cavità; un passaggio esterno di trafilamento di una parte del detto gas caldo operativo all'interno di detta cavità; un passaggio interno di ingresso di un flusso di gas di raffreddamento del detto rotore in detto cavità; ed una tenuta interposta tra il detto statore ed il detto rotore per separare la detta cavità da una adiacente cavità; caratterizzato dal fatto di comprendere, inoltre, una parete radiale di separazione alloggiata in detta cavità ed avente un bordo perimetrale terminale interno disposto a lato del detto passaggio interno; la detta parete radiale suddividendo la detta cavità per delimitare, con il detto rotore, una prima camera comunicante con il detto passaggio interno per accogliere il detto gas di raffreddamento e, con il detto statore, una seconda camera, la quale comunica con il detto passaggio esterno per accogliere il detto gas caldo trafilato e con una camera adiacente attraverso la detta tenuta.
2. 2. Assieme secondo la rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto che le dette prima e seconda camera sono due camere radiali fra loro accostate in una direzione parallela ad un asse di rotazione del detto rotore. 3.- Assieme secondo la rivendicazione 1 o 2, caratterizzato dal fatto che la detta parete radiale presenta un bordo perimetrale terminale esterno affacciato al detto passaggio esterno. 4.- Assieme secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che la detta parete radiale è una parete fissa. 5.- Assieme secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che la detta parete radiale è distinta dalla detta tenuta. 6.- Assieme secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto di comprendere mezzi di collegamento per collegare solidalmente la detta parete radiale al detto statore; i detti mezzi di collegamento delimitando passaggi di transito del gas contenuto in detta seconda camera verso la detta tenuta. 7.- Assieme secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che la detta parete radiale presenta un bordo terminale perimetrale esterno rivolto verso il detto passaggio esterno, e dal fatto che le dette prima e seconda camera presentano rispettive aperture comunicanti entrambe con il detto passaggio esterno e sono fra loro separate da un bordo perimetrale terminale esterno della detta parete radiale. 8.- Assieme secondo la rivendicazione 7, caratterizzato dal fatto che le aperture delle dette prima e seconda camera comunicano direttamente con il detto passaggio esterno. 9.- Assieme secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che la detta parete radiale comprende una porzione interna delimitante con il detto rotore un passaggio assiale di transito di una parte del detto gas di raffreddamento verso la detta tenuta.