Conjunto ensamblado de álabes de turbina y junta de estanqueidad.

Conjunto ensamblado de álabes de turbina, en particular para una turbina de gas,

que incluye un disco (1) con un eje de rotación (6), álabes de turbina (22), incluyendo cada álabe de turbina (22) un perfil aerodinámico (7), un pie de álabe (11) y una plataforma (14) entre el perfil aerodinámico (7) y el pie del álabe (11), mediante el cual puede fijarse el mismo en el disco (1), placas de sujeción (9) y bandas de estanqueidad curvadas (10);

- en el que los álabes de la turbina (22) están colocados uno junto a otro sobre el disco (1) tal que existen intersticios entre las plataformas (14) de álabes de turbina (22) contiguos y existen cavidades del pie (8) entre los segmentos de los pies (11) de álabes de turbina (22) contiguos y en el cual los álabes de la turbina (22) están asegurados axialmente respecto al disco (1) por medio de las placas de sujeción (9);

- en el que las bandas de estanqueidad (10) están situadas en los intersticios entre las plataformas (14) de álabes de turbina (22) contiguos para sellar el intersticio y sobresalen axialmente más allá del pie del álabe (11) y más allá de la placa de sujeción (9).

Conjunto ensamblado de álabes de turbina y junta de estanqueidad.

La presente invención se refiere a un conjunto ensamblado de álabes de turbina, en particular para una turbina de gas. Además se refiere la presente invención a una banda de estanqueidad, en particular para utilizarla en un conjunto ensamblado de álabes de turbina.

El rotor de una turbina, especialmente de una turbina de gas, puede estar constituido por un cierto número de discos. Cada disco contiene usualmente un cierto número de álabes de turbina, que están sujetos a la periferia del disco. Un álabe de turbina de gas incluye usualmente un perfil aerodinámico, un pie del álabe y una plataforma entre el perfil aerodinámico y el pie del álabe. Entre álabes contiguos de la turbina que están sujetos asegurados a un disco del rotor, queda una cavidad entre los segmentos del pie y los segmentos de la plataforma.

Por ejemplo el documento US 3,918,842 presenta un conjunto ensamblado de álabes de turbina que comprende álabes de turbina, teniendo cada álabe de turbina un perfil aerodinámico, un pie del álabe y una plataforma entre el perfil aerodinámico y el pie del álabe, en el que el mismo puede fijarse a un disco, placas de retención y elementos de sellado, estando colocados los álabes de la turbina contiguos uno a otro sobre el disco de tal manera que existen intersticios entre las plataformas de álabes de turbina contiguos y existen cavidades del pie entre los segmentos de los pies de álabes de turbina contiguos y estando asegurados axialmente los álabes de turbina mediante las placas de sujeción, estando dispuestos los elementos de sellado en los intersticios entre las plataformas de álabes de turbina contiguos para sellar el intersticio.

Para evitar que se introduzcan gases calientes en la cavidad del pie formada entre pies de álabes contiguos, lo que originaría un calentamiento indeseado del borde del disco, el sistema de suministro de aire de refrigeración para los álabes y las bandas de estanqueidad están ensamblados entre álabes contiguos de la turbina. Estas juntas de estanqueidad son usualmente sencillos elementos planos sueltos y están retenidos mediante una entalladura en cada uno de los álabes de turbina contiguos. Los diseños utilizados hasta ahora para las bandas de estanqueidad se basan en unas tolerancias muy ajustadas; no obstante, este diseño implica el riesgo de que algunas de las bandas de estanqueidad puedan desprenderse. Otra evolución del diseño tendía a ser muy ajustada axialmente. Sin embargo esta evolución implica el riesgo de un bloqueo de la plataforma. Estos dos diseños usaban una limitación axial para retener la banda de estanqueidad.

Una falta de alineamiento de la ranura de sellado de un álabe a otro álabe puede originar el subsiguiente bloqueo de la plataforma debido al ladeo de las bandas de estanqueidad. Especialmente si la banda de estanqueidad tiene una forma curvada, cualquier falta de alineamiento puede amplificar el ladeo de la banda y puede en consecuencia originar potencialmente el bloqueo de la plataforma.

Es un objetivo de la presente invención proporcionar un conjunto ensamblado de álabes de turbina mejorado con una banda de estanqueidad. Otro objetivo es proporcionar una turbina de gas con un conjunto ensamblado de álabes de turbina mejorado que incluya una banda de estanqueidad. Un objetivo adicional de la presente invención es aportar una banda de estanqueidad mejorada, en particular para su utilización en un conjunto ensamblado de álabes de turbina de gas.

Estos objetivos se logran mediante un conjunto ensamblado de álabes de turbina tal como el que se reivindica en la reivindicación 1, una banda de estanqueidad como se reivindica en la reivindicación 6 y con una turbina de gas como se reivindica en la reivindicación 14. Las reivindicaciones dependientes definen desarrollos ulteriores de la invención.

El conjunto ensamblado de álabes de turbina correspondiente a la invención, en particular para una turbina de gas, incluye un disco con un eje de rotación, álabes de turbina, placas de sujeción y bandas de estanqueidad curvadas. Cada álabe de turbina tiene un perfil aerodinámico, un pie de álabe y una plataforma entre el perfil aerodinámico y el pie de álabe mediante el cual puede fijarse el mismo al disco. Los álabes de la turbina están emplazados uno al lado del otro sobre el disco tal que resultan intersticios entre las plataformas de álabes de turbina contiguos y existen cavidades en el pie entre los segmentos de los pies de álabes de turbina contiguos. Los álabes de turbina están asegurados axialmente en el disco mediante las placas de sujeción. Las bandas de estanqueidad están dispuestas en los intersticios entre las plataformas de álabes de turbina contiguos para sellar el intersticio y sobresalen axialmente más allá del pie del álabe y más allá de la placa de sujeción.

La placa de sujeción evita el movimiento axial de la banda de estanqueidad. Esto significa que la banda de estanqueidad sobresale del reverso de la placa de sujeción. La placa de sujeción se usa para evitar que la banda de estanqueidad se desprenda, especialmente hacia dentro de la cavidad del pie. Además, la banda de estanqueidad está muy suelta en la dirección axial para hacer frente a la expansión térmica.

El conjunto ensamblado de álabes de turbina correspondiente a la invención da una mejor libertad axial de movimiento a la banda de estanqueidad en comparación con diseños utilizados anteriormente. Esto significa que la banda de estanqueidad no está completamente fija en la dirección axial. Por lo tanto la banda de estanqueidad puede expandirse térmicamente en la dirección axial. El conjunto ensamblado de álabes de turbina correspondiente a la invención aporta adicionalmente un ensamblaje fácil para evitar el bloqueo de la plataforma. Además, proporciona un diseño robusto y es menos propenso a variantes de fabricación que diseños usados anteriormente. Además, sigue permitiendo la rotación de la banda de estanqueidad para absorber la falta de alineación entre plataformas.

Ventajosamente tiene el conjunto ensamblado de álabes de turbina una banda de estanqueidad que puede curvarse en dos segmentos a lo largo de su longitud. Por ejemplo tiene el conjunto ensamblado de álabes de la turbina una banda de estanqueidad que puede curvarse en forma de S. Generalmente cada álabe de turbina puede tener un extremo flujo arriba y un extremo flujo abajo y las placas de sujeción pueden estar situadas en el extremo flujo abajo de los álabes de la turbina. En el extremo flujo abajo abandona el álabe de la turbina el flujo que fluye a lo largo del álabe de la turbina. Además, tiene el conjunto ensamblado de álabes de la turbina bandas de estanqueidad que pueden cubrir toda la longitud de las cavidades del pie.

Además, la banda de estanqueidad correspondiente a la invención, en particular para utilizarla en un conjunto ensamblado de álabes de la turbina de gas, incluye un segmento recto y un segmento con un curvado, de acuerdo con la reivindicación 6. El segmento con un curvado tiene una anchura menor que el segmento recto. La menor anchura del segmento con un curvado permite una falta de alineamiento de la ranura de sellado y una posible articulación de la banda de estanqueidad. Además, este diseño de la banda de estanqueidad permite el uso de métodos existentes de sujeción del álabe, especialmente el uso de placas de sujeción en la parte posterior del disco. Generalmente la banda de estanqueidad correspondiente a la invención reduce la carga del álabe y evita el bloqueo de la plataforma, mientras que la banda de estanqueidad evita de manera efectiva la entrada de gases calientes dentro de las cavidades del pie. La plataforma completa puede ser sellada por el segmento recto de la banda de estanqueidad correspondiente a la invención.

Un segmento de transición está colocado entre el segmento recto y el segmento con un curvado. Este segmento de transición tiene la anchura del segmento recto donde está unido al segmento recto. El segmento de transición tiene la anchura del segmento con un curvado en el lugar en que está unido al segmento con un curvado. La anchura del segmento de transición cambia gradualmente desde la anchura del segmento recto a la anchura del segmento con un curvado.

El segmento con un curvado de la banda de estanqueidad puede estar doblado dos veces. Sin embargo el segmento con el curvado está doblado con una forma de S. El segmento con un curvado puede comprender al menos un segmento curvado... [Seguir leyendo]

1. Conjunto ensamblado de álabes de turbina, en particular para una turbina de gas, que incluye un disco (1) con un eje de rotación (6), álabes de turbina (22), incluyendo cada álabe de turbina (22) un perfil aerodinámico (7), un pie de álabe (11) y una plataforma (14) entre el perfil aerodinámico (7) y el pie del álabe (11), mediante el cual puede fijarse el mismo en el disco (1), placas de sujeción (9) y bandas de estanqueidad curvadas (10);