COMPONENTE DE TURBINA Y SEGMENTO DE CUBIERTA REFRIGERADOS, Y CONJUNTOS CORRESPONDIENTES.

Un componente (130) de refrigeración de motor de turbina para un motor de turbina de gas,

que comprende:

(a) un borde (132) circunferencial delantero;

(b) un borde (136) circunferencial trasero, espaciado del borde (132) delantero;

(c) una base (196) arqueada, conectada a los bordes (132, 136) trasero y delantero, y que tiene una superficie (200, 204) posterior y una superficie (208) interna arqueada que está en contacto con la corriente (210) de gas principal del motor de turbina de gas, que se mueve en la dirección desde el borde (132) delantero hasta el borde (136) trasero del componente (130) de turbina;

(d) un par de paneles (214) laterales axiales opuestos espaciados, conectados a los bordes (132, 136) delantero y trasero;

(e) teniendo cada uno de los paneles (214) laterales una ranura (242) de cierre hermético de acanaladura de separador inferior que se extiende longitudinalmente desde el borde (132) delantero hasta el borde (136) trasero de cada panel (214) lateral, que está capacitada para recibir un borde (408) de un cierre hermético (404) de acanaladura de separador, teniendo cada ranura (242) inferior al menos una pared (256) de fondo y una pared (264) superior;

(f) teniendo cada uno de los paneles (214) laterales una ranura (246) de cierre hermético de acanaladura superior primario, espaciada por encima de la ranura (242) inferior y que se extiende longitudinalmente desde el borde (132) delantero hasta el borde (136) trasero de cada panel (214) lateral, que está capacitada para recibir un borde (416) de un cierre hermético (412) de acanaladura primario, teniendo cada ranura (246) superior al menos una pared (266) de fondo y una pared (274) superior, que se caracteriza por:

(g) una pluralidad de pasos (286) de aire de refrigeración que se extienden a través de la base (196), desde la superficie posterior de la misma (200, 204), y que tienen salidas (292) espaciadas que salen desde al menos uno de los paneles (214) laterales hacia la ranura (242) inferior, entre la pared (286) de fondo de la ranura (246) superior y la pared (256) de fondo de la ranura (242) inferior, y

(h) una pluralidad de trayectorias (282) de flujo de aire espaciadas a lo largo de la longitud de la ranura (242) inferior y por debajo de la pared (266) de fondo de la ranura (246) superior, que están capacitadas para recibir el aire que circula sobre el, y por encima del, cierre hermético (404) de separador cuando está posicionado en la ranura (242) inferior, y pasando ese flujo de aire alrededor del borde (408) y por debajo del cierre hermético (404) de separador

Componente de turbina y segmento de cubierta refrigerados, y conjuntos correspondientes.

La presente invención se refiere en general a un componente de refrigeración de motor de turbina de gas para la refrigeración de un raíl extremo, y en particular a una cubierta de motor de turbina en la que cada segmento de cubierta proporciona refrigeración a ambas secciones de turbina de alta presión y de baja presión de un motor de turbina de gas. La presente invención se refiere además a un subconjunto de motor de turbina, y en particular a un subconjunto de cubierta que utiliza un par de segmentos de refrigeración de ese tipo en combinación con al menos un separador y un cierre hermético de acanaladura primario.

Para incrementar la eficiencia de los motores de turbinas de gas, una alternativa conocida consiste en subir la temperatura operativa de la turbina. Según se incrementan las temperaturas operativas, los límites térmicos de algunos componentes del motor pueden ser excedidos, dando como resultado un fallo material o, como mínimo, una vida útil reducida. Adicionalmente, la expansión y la contracción térmicas incrementadas de estos componentes, afectan negativamente a las holguras y a las relaciones de interacoplamiento con otros componentes con coeficientes de expansión térmica diferentes. En consecuencia, estos componentes deben ser refrigerados para evitar consecuencias de daños potenciales a temperaturas operativas elevadas.

Una práctica común consiste entonces en extraer, desde la corriente de aire principal, una porción del aire comprimido desde el compresor, a efectos de refrigeración. Para no comprometer indebidamente la ganancia de eficacia operativa del motor alcanzada mediante temperaturas operativas más altas, la cantidad de aire de refrigeración extraído debe estar sujeta a un porcentaje pequeño del total de la corriente de aire principal. Esto requiere que el aire de refrigeración sea utilizado con suma eficacia para el mantenimiento de las temperaturas de estos componentes dentro de límites seguros.

Un componente particularmente importante sometido a temperaturas extremadamente altas, es la cubierta situada inmediatamente corriente abajo de la boquilla de turbina de alta presión, inmediatamente corriente abajo de la cámara de combustión. La cubierta circunda cercanamente al rotor de la turbina de alta presión, y de ese modo define el límite externo (trayectoria de flujo) de la corriente de gas (caliente) principal a temperatura extremadamente alta que fluye a través de la turbina de alta presión. Para evitar el fallo material y para mantener una separación apropiada con las palas del rotor de la turbina de alta presión, una refrigeración adecuada de la cubierta es una cuestión importante.

La refrigeración de la cubierta puede ser conseguida mediante refrigeración por choque de la superficie trasera de la cubierta, así como con orificios de refrigeración que se extienden desde la superficie trasera de la base de la cubierta y a través de la misma, hasta el borde delantero o frontal de la cubierta, el fondo o superficie interna de la base en contacto con la corriente de gas (caliente) principal, y el borde posterior o trasero de la cubierta, para proporcionar tanto refrigeración por convección en el interior de los orificios, como también una refrigeración por choque y por película de la cubierta según sale aire de refrigeración desde los orificios. Véase, por ejemplo, la Patente U.S. 5.169.287 (Proctor et al.) transferida de la manera habitual, concedida el 8 de Diciembre de 1992, la cual muestra una realización anterior de refrigeración de cubierta de la sección de turbina de alta presión de un motor de turbina de gas. Esta refrigeración minimiza la oxidación local y la calcinación de las cubiertas cerca de la corriente de gas caliente principal o central en la sección de turbina de alta presión. En efecto, los orificios de refrigeración que salen a través del panel lateral de la cubierta de la Patente U.S. 5.169.287 transferida de la manera habitual, pueden proporcionar una importante refrigeración por choque al panel lateral de la cubierta adyacente.

El borde frontal de la cubierta está sometido al gas o aire de la trayectoria de flujo más caliente, y tiene el coeficiente de transferencia de calor más alto, haciendo que esta sección sea una de las más difíciles de refrigerar. Según se muestra en la Patente U.S. 5.169.287 transferida de la manera habitual, se puede disponer en ángulo una fila circunferencial de orificios de modo que salgan también por el borde frontal de la cubierta para proporcionar tanto refrigeración por convección como por película en el borde frontal de la cubierta. Según decae esta película de refrigeración y se mezcla con el aire de la trayectoria de flujo caliente, se pueden necesitar filas circunferenciales adicionales de orificios de refrigeración para proporcionar más refrigeración por convección y por película.

Otro tipo de conjunto de cubierta para un tipo diferente de motor de turbina de gas, ha sido mostrado en la Patente U.S. 5.127.793 (Walker et al.), transferida de la manera habitual, concedida el 7 de Julio de 1992. Según se muestra en particular en las Figuras 4 y 4c de la Patente U.S. 5.127.793, este conjunto de cubierta anterior utiliza segmentos 30 de cubierta de una sola pieza, que están diseñados para extenderse sobre ambas secciones de turbina de alta presión y de baja presión del motor de turbina de gas. Según se muestra en particular en la Figura 4, se proporciona refrigeración dirigiendo una porción del aire 74 de refrigeración a través de puertos 78 y a través de deflectores 80 de choque segmentados, y contra la porción 83 de alta presión del segmento 30 de cubierta. Otra porción de este aire 74 es dirigida hacia la cavidad B, siendo la mayor parte de la misma suministrada a la cavidad C adyacente a las porciones 85 de baja presión de cada segmento 30 de cubierta, a través de orificios 84 formados en la porción 86 cónica de soporte del soporte 44 de cubierta de turbina. Un desviador 81 de choque sujeto al soporte 44 de cubierta, dirige y mide el aire de refrigeración por choque procedente de la cavidad C, sobre la porción 85 de baja presión del segmento 30 de cubierta. Mientras este diseño de cubierta anterior de la Patente U.S. 5.127.793 proporciona una refrigeración por choque significativa a la superficie trasera del segmento 30 en ambas porciones de alta y de baja presión, no proporciona ninguna refrigeración por choque a los paneles laterales de los raíles de los segmentos de cubierta adyacentes.

El conjunto de cubierta mostrado en la Patente U.S. 5.127.793 transferida de la manera habitual, se extiende desde aproximadamente el extremo posterior de la boquilla de turbina corriente arriba, hasta aproximadamente el borde delantero de la boquilla de turbina corriente abajo, y encierra (es decir, proporciona una estructura anular de 360° a su alrededor) la trayectoria de flujo de aire externa de un motor de turbina de gas que posee típicamente una boquilla giratoria para dirigir el flujo de aire apropiadamente hacia la fila de palas, y después hacia una fila de palas de la sección HPT, y después hacia otra fila de palas de la sección LPT. Separaciones axiales entre estos segmentos de cubierta permiten el crecimiento térmico a través de la amplia gama de temperaturas que el motor de turbina de gas produce. Puesto que el aire de la trayectoria de flujo caliente pasa a través de la fila de palas de turbina, se extrae trabajo del aire, creando de ese modo una caída de presión y temperatura a través de la fila de palas. Como resultado, tanto la presión como la temperatura son más altas en el borde frontal de la cubierta y más bajas en el borde trasero de la cubierta.

Un procedimiento típico de cierre hermético a lo largo de las líneas de corte axial o separaciones entre los segmentos de cubierta, consiste en proporcionar una ranura o rendija mecanizada en la que se coloca un cierre hermético metálico delgado (denominado habitualmente "cierre hermético de acanaladura"), con la carga de presión transversal al cierre hermético para proporcionar una hermetización positiva y para minimizar las fugas de aire. Véase la Figura 11 de la Patente U.S. 5.127.793 transferida de la manera habitual, la cual muestra un par de ranuras que se extienden longitudinalmente en el segmento 30 de cubierta, recibiendo la ranura inferior el cierre hermético de acanaladura más bajo o "separador", recibiendo la(s) ranura(s) superior(es) el (los) cierre(s) hermético(s) de acanaladura superior(es) o "primario(s)". La porción del espacio de separación de segmento axial que se establece...

1. Un componente (130) de refrigeración de motor de turbina para un motor de turbina de gas, que comprende:

(a) un borde (132) circunferencial delantero;

(b) un borde (136) circunferencial trasero, espaciado del borde (132) delantero;

(c) una base (196) arqueada, conectada a los bordes (132, 136) trasero y delantero, y que tiene una superficie (200, 204) posterior y una superficie (208) interna arqueada que está en contacto con la corriente (210) de gas principal del motor de turbina de gas, que se mueve en la dirección desde el borde (132) delantero hasta el borde (136) trasero del componente (130) de turbina;

(d) un par de paneles (214) laterales axiales opuestos espaciados, conectados a los bordes (132, 136) delantero y trasero;

(e) teniendo cada uno de los paneles (214) laterales una ranura (242) de cierre hermético de acanaladura de separador inferior que se extiende longitudinalmente desde el borde (132) delantero hasta el borde (136) trasero de cada panel (214) lateral, que está capacitada para recibir un borde (408) de un cierre hermético (404) de acanaladura de separador, teniendo cada ranura (242) inferior al menos una pared (256) de fondo y una pared (264) superior;

(f) teniendo cada uno de los paneles (214) laterales una ranura (246) de cierre hermético de acanaladura superior primario, espaciada por encima de la ranura (242) inferior y que se extiende longitudinalmente desde el borde (132) delantero hasta el borde (136) trasero de cada panel (214) lateral, que está capacitada para recibir un borde (416) de un cierre hermético (412) de acanaladura primario, teniendo cada ranura (246) superior al menos una pared (266) de fondo y una pared (274) superior, que se caracteriza por:

(g) una pluralidad de pasos (286) de aire de refrigeración que se extienden a través de la base (196), desde la superficie posterior de la misma (200, 204), y que tienen salidas (292) espaciadas que salen desde al menos uno de los paneles (214) laterales hacia la ranura (242) inferior, entre la pared (286) de fondo de la ranura (246) superior y la pared (256) de fondo de la ranura (242) inferior, y

(h) una pluralidad de trayectorias (282) de flujo de aire espaciadas a lo largo de la longitud de la ranura (242) inferior y por debajo de la pared (266) de fondo de la ranura (246) superior, que están capacitadas para recibir el aire que circula sobre el, y por encima del, cierre hermético (404) de separador cuando está posicionado en la ranura (242) inferior, y pasando ese flujo de aire alrededor del borde (408) y por debajo del cierre hermético (404) de separador.

2. El componente (130) de turbina de la reivindicación 1, en el que la pluralidad de trayectorias (282) de flujo de aire son una pluralidad de rebajes (282) espaciados a lo largo de la pared (256) de fondo de la ranura (242) inferior.

3. El componente (130) de turbina de la reivindicación 2, en el que la pared (256) de fondo de la ranura (242) inferior posee una pluralidad de rebajes (282) y resaltes (278) que se alternan, y en el que cada una de las salidas (292) de los pasos (286) que salen de los paneles (214) laterales, salen hacia la ranura (242) inferior por encima de uno de los resaltes (278).

4. Un subconjunto (400) de refrigeración de motor de turbina, que comprende:

(1) un par adyacente de los componentes (130) de turbina de la reivindicación 1, que tienen paneles (214) laterales adyacentes opuestos con un espacio de separación (402) entre los mismos, y en el que la separación de las trayectorias (282) de flujo de aire a lo largo de la longitud de la ranura (242) inferior para cada uno de los paneles (214) laterales adyacentes, está decalada de tal modo que la salida (292) de cada una de las trayectorias (286) que salen de cada panel (214) lateral adyacente, son opuestas a una de las trayectorias (282) de flujo de aire del otro panel (214) lateral adyacente;

(2) al menos un cierre hermético (404) de acanaladura de separador, posicionado en el espacio de separación (402) entre los paneles (214) laterales adyacentes opuestos, y que incluye un par de bordes (408) espaciados que tienen una longitud y un espesor tales que cada uno de los bordes (408) es susceptible de ser recibido por la ranura (242) inferior de uno de los paneles (214) laterales adyacentes;

(3) estando el al menos un cierre hermético (404) de separador posicionado por debajo de la salida (292) de cada uno de los pasos (286) que salen de cada panel (214) lateral adyacente;

(4) al menos un cierre hermético (412) de acanaladura primario, posicionado en el espacio de separación (402), y que incluye un par de bordes (416) espaciados que tienen una longitud y un espesor tales que cada uno de los bordes (416) es susceptible de ser recibido por la ranura (246) superior de uno de los paneles (214) laterales adyacentes.

5. El subconjunto (400) de turbina de la reivindicación 4, en el que cada uno de los cierres herméticos (404, 412) de separador y primario consiste en una pieza continua.

6. Un segmento (130) de cubierta de refrigeración para las secciones de turbina de alta presión y de baja presión de un motor de turbina de gas, que tiene una sección delantera (190) de turbina de alta presión y una sección trasera (192) de turbina de baja presión, y que comprende:

(a) un borde (132) circunferencial frontal en el extremo delantero de la sección (190) de turbina de alta presión;

(b) un borde (136) circunferencial posterior separado del borde (132) frontal, en el extremo trasero de la sección (192) de turbina de baja presión;

(c) una base (196) arqueada conectada a los bordes (132, 136) trasero y delantero, y que tiene una superficie (200, 204) posterior y una superficie (208) interna arqueada que está en contacto con la corriente (210) principal de gas del motor de turbina de gas, que se mueve en la dirección desde el borde (132) frontal hasta el borde (136) trasero del segmento (130) de cubierta;

(d) un par de paneles (214) laterales axiales opuestos espaciados, conectados a los bordes (132, 136) delantero y trasero;

(e) teniendo cada uno de los paneles (214) laterales una ranura (242) de cierre hermético de acanaladura de separador inferior, que se extiende longitudinalmente desde el borde (132) frontal hasta el borde (136) posterior de cada uno de los paneles (214) laterales, teniendo cada ranura (242) inferior una pared (256) de fondo, una pared (264) superior, y una pared (256) lateral conectada a las paredes (256, 264) de fondo y superior por un borde de las mismas, teniendo la pared (256) de fondo una pluralidad de resaltes (278) y de rebajes (282) que se alternan a lo largo de la longitud de la misma;

(f) teniendo cada uno de los paneles (214) laterales una ranura (246) de cierre hermético primaria de acanaladura superior, espaciada por encima de la ranura (242) inferior y que se extiende longitudinalmente desde el borde (132) frontal hasta el borde (136) posterior de cada panel (214) lateral, teniendo cada ranura (246) superior al menos una pared (266) de fondo y una pared (274) superior, que se caracteriza por:

(g) una pluralidad de pasos (286) de aire de refrigeración que se extienden a través de la base (196) desde la superficie posterior de la misma (200, 204), y que tiene salidas (292) que salen hacia la ranura (242) inferior de al menos uno de los paneles (214) laterales y por encima de uno de los resaltes (278) de la pared (256) de fondo de la ranura (242) inferior.

7. El segmento (130) de cubierta de la reivindicación 6, en el que las ranuras (246, 242) superior e inferior se extienden continuadamente desde el borde (132) frontal hasta el borde (136) trasero de cada panel (214) lateral.

8. El segmento (130) de cubierta de la reivindicación 7, en el que ninguno de los pasos (286) sale hacia la ranura (242) inferior en aproximadamente la transición (296) desde el extremo trasero de la sección (190) de turbina de alta presión hasta el extremo delantero de la sección (192) de turbina de baja presión del segmento (130) de cubierta.

9. Un subconjunto (400) de cubierta para las secciones de turbina de alta presión y de baja presión de un motor de turbina de gas, que comprende:

(a) un par de segmentos (130) de cubierta adyacentes de la reivindicación 6, comprendiendo cada uno de los segmentos (130) de cubierta una sección (190) de turbina de alta presión que tiene una cavidad (184) de choque de alta presión, y una sección de turbina de baja presión que tiene una cavidad (189) de choque de baja presión;

en el que los paneles (214) laterales adyacentes opuestos del par de segmentos (130) de cubierta tienen un espacio de separación (402) entre los mismos, y en el que la separación de los resaltes (278) y de los rebajes (282) de la pared (256) de fondo de la ranura (242) inferior para cada uno de los paneles (214) laterales adyacentes, está decalada de tal manera que los resaltes (278) de uno de los paneles (214) adyacentes son opuestos a los rebajes (282) del otro panel (282) lateral adyacente;

(b) al menos un cierre hermético (404) de acanaladura de separador, posicionado en el espacio de separación (402) entre los paneles (214) laterales adyacentes opuestos, y que incluye un par de bordes (408) separados que tienen una longitud y un espesor tales que cada uno de los bordes (408) es susceptible de ser recibido por la ranura (242) inferior de uno de los paneles (214) laterales adyacentes;

(c) estando el al menos un cierre hermético (404) de separador posicionado por encima de cada resalte (278) de la pared (256) de fondo de cada ranura (242) inferior y por debajo de las salidas (292) que salen hacia cada ranura (242) inferior, y que tiene una anchura más pequeña que la anchura combinada del espacio de separación (402) y la pared (256) de fondo de las ranuras (242) inferiores de los paneles (214) laterales adyacentes, de tal modo que al menos una porción de cada rebaje (282) de la pared (256) de fondo adyacente a la pared (260) lateral de cada ranura (242) inferior, es susceptible de ser accesible para el flujo de aire;

(d) al menos un cierre hermético (412) de acanaladura primaria, posicionado en el espacio de separación (402) y que incluye un par de bordes (416) espaciados que tienen una longitud y un espesor tales que cada uno de los bordes (416) es susceptible de ser recibido por la ranura (246) superior de uno de los paneles (214) laterales adyacentes;

(e) definiendo el al menos un cierre hermético (404) de separador y el al menos un cierre hermético (412) primario, entre ambos, una cavidad (424) de presión intermedia que tiene una presión más baja que la presión de la cavidad (184) de choque de alta presión y que la cavidad (189) de choque de baja presión, y una presión más alta que la presión de la corriente (21) de gas principal en las proximidades de las secciones (190, 192) de turbina de alta presión y de baja presión del segmento (130) de cubierta.

10. El subconjunto (400) de cubierta de la reivindicación 9, en el que las ranuras (242, 246) superior e inferior se extienden continuadamente desde el borde (132) frontal hasta el borde (136) posterior de cada panel (214) lateral.