ES2255697T3 - Dispositivo de ventilacion de un rotor de turbina de alta presion de una turbomaquina. - Google Patents
Dispositivo de ventilacion de un rotor de turbina de alta presion de una turbomaquina.Info
- Publication number
- ES2255697T3 ES2255697T3 ES04100404T ES04100404T ES2255697T3 ES 2255697 T3 ES2255697 T3 ES 2255697T3 ES 04100404 T ES04100404 T ES 04100404T ES 04100404 T ES04100404 T ES 04100404T ES 2255697 T3 ES2255697 T3 ES 2255697T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- upstream
- downstream
- flange
- turbine
- disc
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 title claims abstract description 18
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 117
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 50
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 19
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 16
- 241000937413 Axia Species 0.000 claims 1
- 239000003643 water by type Substances 0.000 description 5
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000005057 refrigeration Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
- F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Dispositivo de ventilación de un rotor de turbina (100) de alta presión de una turbomáquina, estando dispuesta la turbina (100) aguas abajo de una cámara de combustión (2) y comprendiendo un disco (3) de turbina de aguas arriba dotado de álabes (4), así como un disco (5) de turbina de aguas abajo dotado de álabes (6), comprendiendo dicho dispositivo un circuito de refrigeración provisto de inyectores (36) dispuestos aguas arriba del disco (3) de aguas arriba y siendo alimentado mediante un caudal D de aire de refrigeración obtenido en el fondo de la cámara de combustión (2), estando previsto dicho circuito de refrigeración de manera que el caudal (D) de aire de refrigeración que provenga de los inyectores (36) atraviese orificios (74) practicados en una brida (66) de aguas arriba del disco (3) de aguas arriba, que permite su fijación en una brida (78) de aguas arriba del disco (5) de aguas abajo, con el fin de que este caudal (D) de aire de refrigeración circule axialmente hacia aguas abajoentre un ánima interior (48) del disco (3) de aguas arriba y la brida (78) de aguas arriba del disco (5) de aguas abajo, que permite su fijación en una brida (79) de aguas abajo de un compresor de alta presión así como el centrado del disco (3) de aguas arriba, comprendiendo dicho dispositivo de ventilación, además, un laberinto único (80) solidario con uno de los dos discos (3, 5) de turbina.
Description
Dispositivo de ventilación de un rotor de turbina
de alta presión de una turbomáquina.
La presente invención se refiere, de manera
general, al campo de la ventilación de un rotor de turbina de alta
presión de una turbomáquina.
Más concretamente, la invención se refiere a un
dispositivo de ventilación de un rotor de turbina de alta presión
que comprenda un disco de turbina aguas arriba y un disco de turbina
aguas abajo.
La figura 1 representa un rotor de turbina 1 de
alta presión clásica de la técnica anterior, dispuesto aguas abajo
de una cámara de combustión 2, y que comprende un disco 3 de turbina
de aguas arriba, dotado de álabes 4, y un disco 5 de turbina de
aguas abajo, dotado de álabes 6.
El disco 3 de aguas arriba está provisto, por una
parte, de una brida 8 de aguas arriba, que asegura su fijación en
un separador 9 dispuesto en torno a un árbol 11 de rotor de una
turbina de baja presión, y, por otra parte, de una brida 10 de
aguas abajo, montada de modo fijo en una brida 12 de aguas arriba
del disco 5 de aguas abajo. Se precisa que hay una junta 14 entre
discos, montada en una estructura hueca 16 solidaria con una etapa
18 de distribuidor fijo o estator, situada al nivel del conjunto de
las dos bridas 10 y 12. De ese modo, la junta 14 entre discos, del
tipo de junta de laberinto, permite formar una separación entre las
dos etapas 20 y 22 del rotor, dispuestas a una y otra parte de la
etapa 18 del distribuidor.
Por otro lado, el disco 5 de aguas abajo
comprende una brida 13 de aguas abajo, montada, también, en el
separador 9 que rodea el árbol 11 de la turbina de baja
presión.
En este tipo de turbina clásica 1 de la técnica
anterior, un primer caudal D1 de aire de refrigeración, obtenido en
el fondo de la cámara de combustión 2, es alimentado a una cavidad
26 delimitada, por una parte, por una cara de aguas abajo de un
laberinto 24 de aguas arriba dispuesto junto al disco 3 de aguas
arriba, y, por otra parte, por una cara de aguas arriba de este
mismo disco 3 de aguas arriba. Este caudal D1 de aire se obtiene,
efectivamente, en el fondo de la cámara de combustión 2, y, después,
es dirigido a una cavidad 30 delimitada, en particular, por una
junta 32 de laberinto de aguas arriba y una junta 34 de laberinto de
aguas abajo, por medio de un conducto 28, dispuesto en un recinto
29 que separa el laberinto 24 de aguas arriba del fondo de la
cámara de combustión 2, y por medio de inyectores 36, previstos en
la prolongación del conducto 28 y que desembocan en la cavidad 30.
Se hace notar que las juntas 32 y 34 están previstas de modo que
estén en contacto con el laberinto 24 de aguas arriba.
Además, el aire de refrigeración que se encuentre
en la cavidad 30 puede penetrar en la cavidad 26 a través de
orificios 38 previstos en una parte de aguas arriba del laberinto 24
de aguas arriba, teniendo estos orificios 38 ejes sensiblemente
perpendiculares al eje longitudinal 40 de la turbina.
De esta manera, el caudal D1 de aire de
refrigeración circula por la cavidad 26 primero longitudinalmente
y, luego, radialmente hacia el exterior a lo largo de la cara de
aguas arriba del laberinto 24 de aguas arriba, con el fin de
refrigerarlo, y después, penetra en los alveolos 4a que contienen
los pies de los álabes 4 con el fin de refrigerar, también, dichos
pies.
Además, un segundo caudal D2 de aire de
refrigeración, obtenido, también, en el fondo de la cámara de
combustión 2, penetra en el recinto 29 y fluye a través de los
orificios 44 y 42, previstos, respectivamente, en la parte de aguas
arriba del laberinto 24 de aguas arriba, y en la brida 8 de aguas
arriba del disco 3 de aguas arriba. Después de haber pasado por los
orificios 44 y 42, el segundo caudal D2 de aire de refrigeración se
dirige a una cámara anular 46 delimitada, interiormente, por el
separador 9, y, exteriormente, por, sucesivamente, de aguas arriba
hacia aguas abajo, la brida 8, un ánima interior 48 del disco 3 de
aguas arriba, las bridas 10 y 12, un ánima interior 50 del disco 5
de aguas abajo y la brida 13.
A partir de la cámara anular 46, una primera
parte D2a del segundo caudal D2 de aire de refrigeración fluye a
través de los orificios 52 practicados en la brida 10 de aguas abajo
del disco 3 de aguas arriba, con el fin de acceder al intersticio
19 situado entre la etapa 18 del distribuidor fijo y la etapa 20 del
rotor, como representa, esquemáticamente, la flecha con referencia
D2a. A título indicativo, se hace notar que el caudal d de aire
representado esquemáticamente en la figura 1 corresponde a una fuga
de aire al nivel de los alveo-
los 4a.
los 4a.
Además, una segunda parte D2b del segundo caudal
D2 de aire de refrigeración fluye a través de los orificios 54
practicados en la brida 13 de aguas abajo del disco 5 de aguas
abajo, con el fin de penetrar en una cavidad 56 delimitada, por una
parte, por una cara de aguas arriba de un laberinto 58 de aguas
abajo dispuesto junto al disco 5 de aguas abajo, y, por otra, por
una cara de aguas abajo de este mismo disco 5 de aguas abajo.
Así, el segundo caudal D2b de aire de
refrigeración circula en dirección sensiblemente radial en la
cavidad 56 hacia el exterior, a lo largo de la cara de aguas arriba
del laberinto 58 de aguas abajo, con el fin de refrigerarlo, y,
después, penetra en los alveolos 6a que contienen los pies de los
álabes 6, con el fin de refrigerar, también, dichos pies.
Por tanto, en este tipo de turbina clásica de la
técnica anterior el dispositivo de ventilación del rotor presenta
dos circuitos de refrigeración distintos, cada uno asociado con uno
de los dos discos de turbina, y alimentados, respectivamente,
mediante el primero y el segundo caudales D1 y D2 de aire de
refrigeración.
Pero esta solución clásica de la técnica anterior
presenta restricciones, en el sentido de que el laberinto de aguas
arriba es una pieza de concepción extremadamente compleja, de masa
importante, y, por tanto, el coste de producción aumenta mucho, en
particular, por la necesidad de utilizar materiales especiales
susceptibles de soportar solicitaciones térmicas de gran
intensidad.
Además, se precisa que aún cuando los materiales
empleados sean de buena calidad, la vida útil del laberinto de
aguas arriba es relativamente limitada.
Por otro lado, es conocido el documento DE
19854907 A1 de la técnica anterior que divulga el conjunto de las
características del preámbulo de la reivindicación 1, con un
laberinto único posicionado junto a una cara de aguas abajo del
disco de turbina de aguas abajo. Pero el disco de turbina de aguas
arriba se refrigera por su cara de aguas arriba, siempre, merced a
medios adicionales del tipo de turbina radial que se añaden al
laberinto único, lo que hace el dispositivo de refrigeración pesado
y voluminoso.
La invención tiene por objeto proponer un
dispositivo de ventilación de un rotor de turbina de alta presión
de una turbomáquina, estando provista la turbina, aguas abajo, de
una cámara de combustión y que comprende discos de turbina de aguas
arriba y de aguas abajo dotados de álabes, comprendiendo el
dispositivo un circuito de refrigeración provisto de inyectores
dispuestos aguas arriba del disco de aguas arriba y siendo
alimentado mediante un caudal D de aire de refrigeración obtenido
en el fondo de la cámara de combustión, remediando el dispositivo,
al menos parcialmente, los inconvenientes mencionados en lo que
antecede relativos a las realizaciones de la técnica anterior.
Para ello, la invención tiene por objeto un
dispositivo de ventilación de un rotor de turbina de alta presión
de una turbomáquina, estando dispuesta la turbina aguas abajo de una
cámara de combustión y comprendiendo un disco de turbina de aguas
arriba dotado de álabes así como un disco de turbina de aguas abajo
dotado, también, de álabes, comprendiendo el dispositivo un
circuito de refrigeración provisto de inyectores dispuestos aguas
arriba del disco de aguas arriba, siendo alimentado el circuito
mediante un caudal D de aire de refrigeración obtenido en el fondo
de la cámara de combustión. De acuerdo con la invención, el circuito
de refrigeración está previsto de manera que el caudal D de aire de
refrigeración que provenga de los inyectores atraviese orificios
practicados en una brida de aguas arriba del disco de aguas arriba,
que permite su fijación en una brida de aguas arriba del disco de
aguas abajo, con el fin de que este caudal D de aire de
refrigeración circule axialmente hacia aguas abajo entre un ánima
interior del disco de aguas arriba y una brida de aguas arriba del
disco de aguas abajo, que permite su fijación en una brida de aguas
abajo de un compresor de alta presión así como el centrado del
disco de aguas arriba, comprendiendo el dispositivo de ventilación,
además, un laberinto único solidario con uno de los dos discos de
turbina y que está interpuesto entre estos dos discos de modo que
el caudal D de aire de refrigeración se divida en un primer flujo
F1, que circule entre una cara de aguas abajo del disco de aguas
arriba y una cara de aguas arriba del laberinto único, en dirección
a los álabes del disco de aguas arriba, y un segundo flujo F2, que
circule entre una cara de aguas arriba del disco de aguas abajo y
una cara de aguas abajo del laberinto único, en dirección a los
álabes del disco de aguas abajo.
De modo ventajoso, y contrariamente a las
realizaciones de la técnica anterior, el dispositivo de ventilación
ya no comprende dos laberintos asociados, respectivamente, con los
discos de turbina de aguas arriba y de aguas abajo, sino que cuenta
con un único laberinto entre discos, estando destinada cada una de
las caras, de aguas arriba y de aguas abajo, a guiar un flujo de
aire de refrigeración en dirección a los álabes. En consecuencia,
la reducción del número de piezas utilizadas permite reducir
considerablemente la masa, el volumen y el coste de fabricación del
rotor. Además, el posicionamiento específico del laberinto único da
lugar a que éste esté menos solicitado térmicamente que un
laberinto previsto aguas arriba del disco de aguas arriba,
principalmente en razón de su emplazamiento en relación con la
cámara de combustión, y en la medida en que la temperatura del
caudal D de aire de refrigeración disminuye sensiblemente durante su
paso por el ánima interior del disco de aguas arriba. De ese modo,
esta característica genera un aumento de la vida útil de este
laberinto en relación con la vida útil que podía presentar un
laberinto de aguas arriba de la técnica anterior.
Por otro lado, se indica que la inyección del
aire de refrigeración aguas arriba del disco de aguas arriba, el
contorneo de este disco de aguas arriba por parte del ánima
interior, así como la posibilidad de fabricar elementos
constitutivos del rotor de pequeñas dimensiones, permite obtener,
merced a una cavidad simple delimitada, conjuntamente, por una cara
de aguas abajo del disco de aguas arriba y por una cara de aguas
arriba del laberinto único, una presión suficiente al nivel de los
álabes de este disco de aguas arriba.
A este respecto, la cavidad adyacente delimitada
conjuntamente por una cara de aguas arriba del disco de aguas abajo
y por una cara de aguas abajo del laberinto único se utiliza,
ventajosamente, para disminuir la presión de alimentación de los
álabes del disco de aguas abajo. La pequeña presión dentro de esta
cavidad adyacente permite, efectivamente, no tener que prever
orificios de alimentación de los álabes con dimensiones demasiado
pequeñas, que son de difícil realización.
De manera ventajosa, el rotor, hecho más compacto
merced a la disminución del número de sus elementos constitutivos,
permite una aproximación del elemento de apoyo bajo la cámara a los
discos de aguas arriba y aguas abajo, de manera que, entonces,
resulta posible obtener un mejor control de las holguras en el
extremo de los álabes, y, por tanto un mejor rendimiento de la
turbina de alta presión.
Por otra parte, se hace notar que el caudal D de
aire de refrigeración que circula al nivel del ánima interior del
disco de turbina de aguas arriba es lo suficientemente grande como
para permitir a éste presentar un tiempo de respuesta relativamente
pequeño y, por tanto, para prever una holgura pequeña en el extremo
de los álabes.
Por último, una disposición de este tipo de
acuerdo con la invención permite un desmontaje rápido y fácil del
estator, ya que esta tarea sólo requiere la retirada de los álabes
del disco de turbina de aguas abajo sin tener que separar los dos
discos del rotor, habiendo sido siempre necesaria esta operación,
sin embargo, con las realizaciones de la técnica anterior.
Otras ventajas y características de la invención
se pondrán de manifiesto en la descripción detallada, no
limitativa, que sigue.
Esta descripción será hecha en relación con los
dibujos adjuntos en los que:
- la figura 1, ya descrita, representa, en
semi-corte, una turbina de alta presión de un
turborreactor de acuerdo con la técnica anterior, y
- la figura 2 representa, en
semi-corte, una turbina de alta presión de un
turborreactor que comprende un dispositivo de ventilación de
acuerdo con un modo de realización preferido de la presente
invención.
Con referencia a la figura 2, en ella se
representa una turbina 100 de alta presión de un turborreactor, que
comprende un dispositivo de ventilación del rotor de la turbina de
acuerdo con un modo de realización preferido de la presente
invención. Se señala que, en la figura 2, los elementos que lleven
las mismas referencias numéricas que las asignadas a los elementos
representados en la figura 1 corresponden a elementos idénticos o
similares.
Así, la figura 2 muestra una turbina 100 que se
diferencia de la turbina 1 de la técnica anterior, esencialmente,
porque un caudal D de aire de refrigeración, obtenido en el fondo de
la cámara de combustión 2 y susceptible de atravesar los inyectores
36, está destinado a alimentar, simultáneamente, los álabes 4 y 6 de
los discos de aguas arriba 3 y de aguas aba-
jo 5.
jo 5.
En efecto, el aire de refrigeración que proviene
de la cámara de combustión 2 circula a través del conducto 28 con
el fin de llegar a los inyectores 36, estando situado este conjunto,
constituido por el conducto 28 y los inyectores 36, en un recinto
62 que separa el disco 3 de aguas arriba del fondo de la cámara de
combustión 2.
A continuación, el caudal D de aire de
refrigeración que proviene de los inyectores 36 penetra en una
cavidad 64 delimitada, parcialmente, por una brida 66 de aguas
arriba del disco 3 de turbina de aguas arriba, teniendo como
función principal esta brida 66 de aguas arriba asegurar la fijación
de este disco 3 de aguas arriba en una brida 78 de aguas arriba del
disco 5 de aguas abajo. Por otra parte, esta cavidad 64 está
delimitada, también, conjuntamente, por la junta 32 de aguas arriba
y la junta 34 de aguas abajo, de preferencia del tipo de juntas de
laberinto, previstas junto a los inyectores 36, respectivamente,
aguas arriba y aguas abajo de los mismos. A este respecto, se
precisa que la junta 32 de aguas arriba coopera con una brida 70 de
aguas abajo de la turbina de alta presión, estando prevista esta
brida 70 de aguas abajo de manera que esté situada radialmente
hacia el exterior en relación con la brida 66 de aguas arriba.
Además, la junta 32 de aguas arriba cierra la cavidad 64 al casar
con el extremo de aguas arriba de la brida 66 de aguas arriba. Por
otra parte, la junta 34 de aguas abajo coopera con una brida
secundaria 72 de aguas arriba del disco 3 de turbina de aguas
arriba, prevista de modo que esté situada radialmente hacia el
exterior en relación con la brida 66 de aguas arriba. De ese modo,
el aire de refrigeración que escape de la cavidad 64 a través de la
junta 34 de aguas abajo puede circular radialmente hacia el
exterior a lo largo de la cara de aguas arriba del disco 3 de aguas
arriba, en dirección a los álabes 4.
Hay orificios 74 practicados en la brida 66 de
aguas arriba del disco 3 de turbina de aguas arriba, con el fin de
que el caudal D de aire de refrigeración pueda ser conducido en
dirección a los dos discos 3 y 5 de turbina. De preferencia, los
orificios 74 se disponen de modo que estén enfrentados radialmente
con los inyectores 36.
Una vez atravesados los orificios 74, el caudal D
de aire de refrigeración penetra en una cámara anular 76 de eje 40,
delimitada exteriormente mediante la brida 66 de aguas arriba del
disco 3 de aguas arriba y el ánima interior 48 de este mismo disco.
Además, la cámara anular 76 está delimitada interiormente por la
brida 78 de aguas arriba del disco 5 de aguas abajo, teniendo como
función principal esta brida 78 de aguas arriba asegurar la
fijación de este disco 5 de aguas abajo en la brida 66 de aguas
arriba del disco 3 de aguas arriba, y centrar el conjunto de la
turbina 100 de alta presión en una brida 79 de aguas abajo de un
compresor de alta presión.
Entonces, el caudal D de aire de refrigeración
puede circular axialmente hacia aguas abajo entre el ánima interior
48 y la brida 78 de aguas arriba, de manera que el disco 3 de
turbina de aguas arriba pueda ser refrigerado convenientemente
merced al contacto del aire de refrigeración con su ánima interna
48.
Como puede verse en la figura 2, el dispositivo
de ventilación de acuerdo con la invención comprende un laberinto
único 80 interpuesto entre los discos 3 y 5 de turbina, y es
solidario con uno de estos dos discos. A título de ejemplo no
limitativo, el laberinto único 80, denominado, también, laberinto
entre discos, está fijado en una brida secundaria 82 de aguas
arriba del disco 5 de turbina de aguas abajo, estando prevista esta
brida de modo que esté situada radialmente hacia el exterior en
relación con la brida 78 de aguas arriba. Además, el laberinto 80
se extiende radialmente hasta casar con la etapa 18 del distribuidor
fijo o estator prevista entre las dos etapas 20 y 22 del rotor, y
cuenta con un ánima interior 83 que rodea la brida 78 de aguas
arriba del disco 5, presentando este ánima 83, de preferencia, un
diámetro sensiblemente idéntico al diámetro del ánima interior 48
del
disco 3.
disco 3.
En consecuencia, el caudal D de aire de
refrigeración que circula en la cámara anular 76 y que llega al
nivel de la cara de aguas abajo del disco 3 de aguas arriba, se
divide en dos flujos F1 y F2, destinados, respectivamente, a
alimentar los álabes 4 y los álabes 6 de los discos 3 y 5.
Por tanto, el primer flujo F1 circula por una
cavidad 68 situada entre la cara de aguas abajo del disco 3 de
turbina de aguas arriba y la cara de aguas arriba del laberinto 80,
con el fin de refrigerar la cara de aguas abajo del disco 3, y,
después, penetra en los alveolos 4a que contienen los pies de los
álabes 4, con el fin de refrigerar, también, dichos pies.
De la misma manera, el segundo flujo F2 circula
por una cavidad 69 situada entre la cara de aguas arriba del disco
5 de turbina de aguas abajo y la cara de aguas abajo del mismo
laberinto 80, con el fin de refrigerar la cara de aguas arriba del
disco 5, y, después, penetra en los alveolos 6a que contienen los
pies de los álabes 6 con el fin de refrigerar, también, dichos
pies. Se hace notar que para que el segundo flujo F2 llegue a los
álabes 6 del disco 5 de turbina de aguas abajo, hay practicados una
pluralidad de orificios 84 en la brida secundaria 82 de aguas
arriba del disco 5 de aguas abajo.
En consecuencia, el dispositivo de ventilación de
acuerdo con la invención es de tal modo que el caudal D de aire de
refrigeración obtenido en el fondo de la cámara de combustión 2 y
destinado a alimentar, simultáneamente, los álabes 4 y 6, pasa por
un circuito de refrigeración único hasta la salida del paso entre el
ánima 48 del disco 3 de aguas arriba y la brida 78 de aguas arriba
del disco 5 de turbina de aguas abajo. Esta característica
específica simplifica considerablemente la concepción de la turbina
100 en relación con la de la turbina 1 de la técnica anterior, en
la que se obtenían, en el fondo de la cámara de combustión 2, dos
caudales de aire de refrigeración, con el fin de emplear dos
circuitos de refrigeración totalmente separados.
Por otra parte, la brida 78 de aguas arriba del
disco 5 de turbina de aguas abajo comprende una pluralidad de
orificios 86 destinados a ser atravesados por un tercer flujo F3 del
caudal D de aire de refrigeración. Este tercer flujo F3 es
conducido desde la cámara anular 76 hacia un espacio anular 88 con
el mismo eje, estando situado el espacio 88 entre, por una parte,
la brida 78 de aguas arriba del disco 5 de aguas abajo y el ánima
interior 50 de este mismo disco 5 de aguas abajo, y, por otra parte,
el separador 9 dispuesto en torno al árbol 11 del rotor de la
turbina de baja presión. Así, el flujo F3 de aire de refrigeración
puede circular axialmente hacia aguas abajo en el espacio anular
88, con el fin de refrigerar el disco 5 de aguas abajo merced al
contacto del aire con su ánima interior 50. A continuación, el
tercer flujo F3 es evacuado aguas abajo de la turbina 100 mediante
los orificios 54 practicados en la brida 13 de aguas abajo del disco
5 de turbina de aguas abajo, participando esta brida 13 de aguas
abajo, también, en la delimitación exterior del espacio anular 88 y
estando montada en el separador 9 de eje 40.
Es evidente que los expertos podrán aportar
diversas modificaciones a la turbina 100 y a su dispositivo de
ventilación, que han sido descritos, únicamente, a título de
ejemplos no limitativos.
Claims (4)
1. Dispositivo de ventilación de un rotor de
turbina (100) de alta presión de una turbomáquina, estando dispuesta
la turbina (100) aguas abajo de una cámara de combustión (2) y
comprendiendo un disco (3) de turbina de aguas arriba dotado de
álabes (4), así como un disco (5) de turbina de aguas abajo dotado
de álabes (6), comprendiendo dicho dispositivo un circuito de
refrigeración provisto de inyectores (36) dispuestos aguas arriba
del disco (3) de aguas arriba y siendo alimentado mediante un
caudal D de aire de refrigeración obtenido en el fondo de la cámara
de combustión (2), estando previsto dicho circuito de refrigeración
de manera que el caudal (D) de aire de refrigeración que provenga
de los inyectores (36) atraviese orificios (74) practicados en una
brida (66) de aguas arriba del disco (3) de aguas arriba, que
permite su fijación en una brida (78) de aguas arriba del disco (5)
de aguas abajo, con el fin de que este caudal (D) de aire de
refrigeración circule axialmente hacia aguas abajo entre un ánima
interior (48) del disco (3) de aguas arriba y la brida (78) de aguas
arriba del disco (5) de aguas abajo, que permite su fijación en una
brida (79) de aguas abajo de un compresor de alta presión así como
el centrado del disco (3) de aguas arriba, comprendiendo dicho
dispositivo de ventilación, además, un laberinto único (80)
solidario con uno de los dos discos (3, 5) de turbina;
caracterizado porque dicho laberinto único (80) se interpone
entre los dos discos (3, 5) de modo que el caudal (D) de aire de
refrigeración se divida en un primer flujo (F1) que circule entre
una cara de aguas abajo del disco (3) de aguas arriba y una cara de
aguas arriba del laberinto único (80), en dirección a los álabes
(4), y un segundo flujo (F2) que circule entre una cara de aguas
arriba del disco (5) de aguas abajo y una cara de aguas abajo del
laberinto único (80), en dirección a los
álabes (6).
álabes (6).
2. Dispositivo según la reivindicación 1,
caracterizado porque los inyectores (36) desembocan en una
cavidad (64) delimitada, parcialmente, por la brida (66) de aguas
arriba del disco (3) de turbina de aguas arriba, así como por una
junta (32) de aguas arriba y una junta (34) de aguas abajo,
cooperando ésta con una brida (72) secundaria de aguas arriba del
disco (3) de turbina de aguas arriba.
3. Dispositivo según las reivindicaciones 1 o 2,
caracterizado porque la brida (78) de aguas arriba del disco
(5) de turbina de aguas abajo cuenta con una pluralidad de orificios
(86) destinados a ser atravesados por un tercer flujo (F3) del
caudal (D) de aire de refrigeración, siendo susceptible dicho tercer
flujo (F3) de circular axialmente hacia aguas abajo por un espacio
anular (88) situado entre, por una parte, la brida (78) de aguas
arriba del disco (5) de aguas abajo y un ánima interior (50) de este
disco (5) de aguas abajo, y, por otra parte, un separador (9)
dispuesto en torno a un árbol (11) de rotor de una turbina de baja
presión.
4. Dispositivo según cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el
laberinto único (80) es solidario con una brida secundaria (82) de
aguas arriba del disco (5) de turbina de aguas abajo, en la que hay
practicados una pluralidad de orificios (84) que permiten la
circulación del segundo flujo (F2) del caudal (D) de aire de
refrigeración en dirección a los álabes (6).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0301391A FR2851010B1 (fr) | 2003-02-06 | 2003-02-06 | Dispositif de ventilation d'un rotor de turbine a haute pression d'une turbomachine |
| FR0301391 | 2003-02-06 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2255697T3 true ES2255697T3 (es) | 2006-07-01 |
Family
ID=32606008
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES04100404T Expired - Lifetime ES2255697T3 (es) | 2003-02-06 | 2004-02-04 | Dispositivo de ventilacion de un rotor de turbina de alta presion de una turbomaquina. |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6916151B2 (es) |
| EP (1) | EP1445421B1 (es) |
| JP (1) | JP4060279B2 (es) |
| CA (1) | CA2456589C (es) |
| DE (1) | DE602004000301T2 (es) |
| ES (1) | ES2255697T3 (es) |
| FR (1) | FR2851010B1 (es) |
| RU (1) | RU2330976C2 (es) |
Families Citing this family (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2892148B1 (fr) * | 2005-10-19 | 2011-07-22 | Snecma | Fourreau d'arbre de turboreacteur et turboreacteur comportant ce fourreau |
| US8668437B1 (en) * | 2006-09-22 | 2014-03-11 | Siemens Energy, Inc. | Turbine engine cooling fluid feed system |
| US8562285B2 (en) * | 2007-07-02 | 2013-10-22 | United Technologies Corporation | Angled on-board injector |
| FR2937371B1 (fr) * | 2008-10-20 | 2010-12-10 | Snecma | Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine |
| FR2946687B1 (fr) | 2009-06-10 | 2011-07-01 | Snecma | Turbomachine comprenant des moyens ameliores de reglage du debit d'un flux d'air de refroidissement preleve en sortie de compresseur haute pression |
| US8371127B2 (en) * | 2009-10-01 | 2013-02-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooling air system for mid turbine frame |
| FR2960260B1 (fr) * | 2010-05-21 | 2014-05-09 | Snecma | Turbomachine comprenant un circuit de ventilation de turbine basse pression ameliore |
| JP5494457B2 (ja) * | 2010-12-13 | 2014-05-14 | トヨタ自動車株式会社 | ガスタービンエンジン |
| US20120308360A1 (en) * | 2011-05-31 | 2012-12-06 | General Electric Company | Overlap seal for turbine nozzle assembly |
| US9279341B2 (en) | 2011-09-22 | 2016-03-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Air system architecture for a mid-turbine frame module |
| US9091173B2 (en) * | 2012-05-31 | 2015-07-28 | United Technologies Corporation | Turbine coolant supply system |
| US20130327061A1 (en) * | 2012-06-06 | 2013-12-12 | General Electric Company | Turbomachine bucket assembly and method of cooling a turbomachine bucket assembly |
| US10167723B2 (en) * | 2014-06-06 | 2019-01-01 | United Technologies Corporation | Thermally isolated turbine section for a gas turbine engine |
| US9915204B2 (en) * | 2014-06-19 | 2018-03-13 | United Technologies Corporation | Systems and methods for distributing cooling air in gas turbine engines |
| CN104675447A (zh) * | 2015-01-30 | 2015-06-03 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 一种燃气轮机涡轮冷却气路 |
| US10634055B2 (en) * | 2015-02-05 | 2020-04-28 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having section with thermally isolated area |
| US9920652B2 (en) | 2015-02-09 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having section with thermally isolated area |
| EP3280880A1 (en) * | 2015-04-06 | 2018-02-14 | Siemens Energy, Inc. | Two pressure cooling of turbine airfoils |
| US10030519B2 (en) * | 2015-10-26 | 2018-07-24 | Rolls-Royce Corporation | System and method to retain a turbine cover plate between nested turbines with a tie bolt and spanner nut |
| US10718220B2 (en) * | 2015-10-26 | 2020-07-21 | Rolls-Royce Corporation | System and method to retain a turbine cover plate with a spanner nut |
| US10273812B2 (en) | 2015-12-18 | 2019-04-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine rotor coolant supply system |
| US11421597B2 (en) | 2019-10-18 | 2022-08-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Tangential on-board injector (TOBI) assembly |
| CN111946464B (zh) * | 2020-07-21 | 2021-09-07 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种用于高压涡轮盘后轴承腔的导流阻挡密封结构 |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3043561A (en) * | 1958-12-29 | 1962-07-10 | Gen Electric | Turbine rotor ventilation system |
| GB2081392B (en) * | 1980-08-06 | 1983-09-21 | Rolls Royce | Turbomachine seal |
| US4462204A (en) * | 1982-07-23 | 1984-07-31 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling airflow modulator |
| GB2189845B (en) * | 1986-04-30 | 1991-01-23 | Gen Electric | Turbine cooling air transferring apparatus |
| US4882902A (en) * | 1986-04-30 | 1989-11-28 | General Electric Company | Turbine cooling air transferring apparatus |
| FR2712029B1 (fr) * | 1993-11-03 | 1995-12-08 | Snecma | Turbomachine pourvue d'un moyen de réchauffage des disques de turbines aux montées en régime. |
| US5555721A (en) * | 1994-09-28 | 1996-09-17 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling supply circuit |
| DE19854907A1 (de) * | 1998-11-27 | 2000-05-31 | Rolls Royce Deutschland | Kühlluftführung an einer Axialturbine |
| US6468032B2 (en) * | 2000-12-18 | 2002-10-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Further cooling of pre-swirl flow entering cooled rotor aerofoils |
| US6540477B2 (en) * | 2001-05-21 | 2003-04-01 | General Electric Company | Turbine cooling circuit |
| US6735956B2 (en) * | 2001-10-26 | 2004-05-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | High pressure turbine blade cooling scoop |
-
2003
- 2003-02-06 FR FR0301391A patent/FR2851010B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-02-02 CA CA2456589A patent/CA2456589C/en not_active Expired - Fee Related
- 2004-02-03 JP JP2004026230A patent/JP4060279B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2004-02-04 EP EP04100404A patent/EP1445421B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-04 DE DE602004000301T patent/DE602004000301T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-04 ES ES04100404T patent/ES2255697T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-05 US US10/771,540 patent/US6916151B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-05 RU RU2004103479/06A patent/RU2330976C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20040219008A1 (en) | 2004-11-04 |
| RU2004103479A (ru) | 2005-07-10 |
| JP4060279B2 (ja) | 2008-03-12 |
| EP1445421A1 (fr) | 2004-08-11 |
| FR2851010B1 (fr) | 2005-04-15 |
| EP1445421B1 (fr) | 2006-01-04 |
| CA2456589C (en) | 2012-04-24 |
| DE602004000301D1 (de) | 2006-03-30 |
| RU2330976C2 (ru) | 2008-08-10 |
| US6916151B2 (en) | 2005-07-12 |
| FR2851010A1 (fr) | 2004-08-13 |
| DE602004000301T2 (de) | 2006-08-31 |
| JP2004239260A (ja) | 2004-08-26 |
| CA2456589A1 (en) | 2004-08-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2255697T3 (es) | Dispositivo de ventilacion de un rotor de turbina de alta presion de una turbomaquina. | |
| ES2346188T3 (es) | Circuito de refrigeracion de turbina. | |
| ES2262102T3 (es) | Procedimiento de refrigeracion, mediante aire enfriado, en parte, en un intercabiador externo, de las partes calientes de un turborreactor, y turborreactor asi refrigerado. | |
| US6139257A (en) | Shroud cooling assembly for gas turbine engine | |
| US6638013B2 (en) | Thermally isolated housing in gas turbine engine | |
| US7210900B2 (en) | Gas turbine engine component having bypass circuit | |
| BRPI1011134B1 (pt) | Turbomáquina com duplo corpo | |
| US4541775A (en) | Clearance control in turbine seals | |
| BR102016029924A2 (pt) | Heat exchanger assembly, system, method for cooling a fluid and gas turbine engine | |
| RU2153585C1 (ru) | Лопатка направляющего устройства турбины с системой охлаждения | |
| ES2691073T3 (es) | Rotor de turbina de gas | |
| JP5411233B2 (ja) | 軸流コンプレッサおよびそれに関連した作動方法 | |
| JP3940377B2 (ja) | 燃焼室の端の二重インジェクタシステムによる高圧タービンの上流端プレートの冷却 | |
| US6536201B2 (en) | Combustor turbine successive dual cooling | |
| US9920708B2 (en) | Nose cone assembly and method of circulating air in a gas turbine engine | |
| EP3428426A1 (en) | Nose cone assembly and method of circulating air in a gas turbine engine | |
| US10738618B2 (en) | Gas turbine rotor, gas turbine, and gas turbine equipment | |
| JPS63134822A (ja) | 高圧圧縮機を備えたガスタービンジェット推進装置 | |
| JP6773404B2 (ja) | 圧縮機ロータ、これを備えるガスタービンロータ、及びガスタービン | |
| KR102052029B1 (ko) | 가스 터빈 엔진에서 압축기 어셈블리로부터 하류에 있는 미드-프레임 토크 디스크들을 위한 압축기 블리드 냉각 시스템 | |
| JP2017044093A (ja) | タービン動翼、及び、ガスタービン | |
| CN107532477B (zh) | 涡轮动叶及燃气轮机 | |
| US11149557B2 (en) | Turbine vane, ring segment, and gas turbine including the same | |
| US2425177A (en) | Turbine construction | |
| JP6961340B2 (ja) | 回転機械 |