Perfil aerodinámico de turbina de gas.

Un componente (25) de motor de turbina de gas que comprende:

a lo largo de un eje longitudinal del componente una raíz (21) y una punta (22),

y que comprende además una parte (7)de perfil aerodinámico que tiene un borde delantero o de ataque (8), un borde trasero o de fuga (9), una pared lateral desucción exterior (13) y una pared lateral de presión exterior (14) que se extiende entre dicho borde delantero (8) y dichoborde trasero (9), encerrando dichas paredes exteriores (13, 14) una cavidad central (1-6) para el paso de aire derefrigeración desde la raíz (21) a la punta (22) y/o viceversa;

en el que dicha cavidad está dividida en una región (7a) de borde delantero y una región (7b) de borde trasero por almenos una primera placa (15) que se extiende longitudinalmente que conecta dicha pared lateral de succión (13) condicha pared lateral de presión (14), definiendo por ello en la región (7a) de borde delantero una cámara (1) de bordedelantero;

en el que hay prevista una segunda placa (16) que se extiende longitudinalmente, conectando dicha primera placa (15)con la pared lateral de succión (13), definiendo por ello una primera cámara de entrada (2) en el lado de succión (10) dela segunda placa (16) y una segunda cámara de entrada (3) para aire de refrigeración en la región de borde trasero;en el que dicha primera placa (15) está provista con al menos un agujero pasante (H1) entre la primera cámara deentrada (2) y la cámara (1) de borde delantero, mientras que la segunda placa (16) está desprovista de aberturasy en el que al menos un agujero pasante (H1) en la primera placa (15) entre la primera cámara de entrada (2) y lacámara de borde delantero (1) es una fila de agujeros que se extiende longitudinalmente,

caracterizado por que

el área en sección transversal de los agujeros (H1) dentro de la fila es mayor en una región de la punta (22) que en unaregión de la raíz (21).

Perfil aerodinámico de turbina de gas

CAMPO TÉCNICO

El presente invento se refiere a álabes o paletas de perfil aerodinámico para motores de turbina de gas y más particularmente a una refrigeración mejorada de tales álabes o paletas.

ANTECEDENTES DEL INVENTO

En el campo de los motores de turbina de gas, los gases de combustión calientes fluyen desde una cámara de combustión a través de una o más turbinas. Los gases calientes proporcionan potencia para uno o más compresores y emiten potencia que puede ser utilizada para otros fines. Los álabes y paletas de turbina por lo tanto tienen que soportar las temperaturas elevadas de dichos gases calientes sin perder eficiencia operativa. Esto se puede conseguir mediante refrigeración.

Se conocen en el estado de la técnica varios métodos de refrigeración interna de álabes de turbina para mantener la temperatura de los álabes dentro de ciertos límites. Los métodos conocidos de refrigerar álabes y paletas son realizados proporcionando pasos dentro de los álabes o las paletas con aire de refrigeración a presión derivado del compresor. Las técnicas de refrigeración incluyen un así llamado circuito de “refrigeración en serpentín” de pasos orientados longitudinalmente conectados en serie que producen flujo en serpentín que aumenta la efectividad de refrigeración mediante la extensión de la longitud del trayecto de flujo de refrigerante. La refrigeración en serpentín es eficiente mediante la reutilización de aire de refrigeración en pasadas longitudinales sucesivas del circuito. Previendo aberturas en las placas que separan los pasos, el aire de refrigeración que circula a través de los pasos interiores puede proporcionar convección y/o “refrigeración por impacto” del álabe o paleta antes de ser evacuado. La refrigeración por impacto tiene una transferencia de calor elevada, pero puede ser desperdiciada, cuando el aire de refrigeración no es reutilizado. Otro método conocido de refrigeración, útil para la refrigeración de las superficies de paredes externas del perfil aerodinámico, así llamado “refrigeración por película”, es conseguido previendo agujeros en la superficie de perfil aerodinámico del álabe o paleta. La combinación de refrigeración por impacto y refrigeración por película es a veces difícil ya que la presión elevada del aire de refrigeración necesaria para la refrigeración por impacto puede conducir a la separación del flujo de refrigeración por película desde la superficie de perfil aerodinámico de refrigeración, reduciendo así la eficiencia de refrigeración.

El documento EP-A-1.793.084 describe un álabe de turbina con un perfil aerodinámico que tiene paredes laterales de presión y de succión opuestas unidas juntas en bordes delantero y trasero opuestos y que se extienden longitudinalmente desde la raíz a la punta. Una pluralidad de circuitos de refrigeración independientes está dispuesta dentro del perfil aerodinámico de manera correspondiente a lo largo de las paredes laterales de presión y de succión del mismo. Un primer circuito en serpentín está dispuesto a lo largo de la pared lateral de presión. Un segundo circuito en serpentín está dispuesto a lo largo de la pared lateral de succión en paralelo con el primer circuito. Y un tercer circuito de impacto está dispuesto en el borde delantero hacia delante del primer y segundo circuitos. Unas filas de agujeros de impacto proporcionan comunicación entre cavidades de aire de refrigeración.

El documento US 5660524 describe un álabe de perfil aerodinámico, tal como una álabe de rotor de turbina de motor a reacción. Un circuito refrigerante en serpentín interno tiene un último paso aguas abajo limitado por cuatro paredes interiores monolíticas que son monolíticas con al menos una parte de las paredes exteriores. Dos de las paredes interiores están separadas de las paredes exteriores y contienen orificios de impacto de aire creando dos cámaras de impacto. Algo de refrigerante en el circuito en serpentín sale del álabe de perfil aerodinámico a través de una salida de refrigerante en la punta del álabe. El refrigerante restante en el circuito pasa a través de los orificios de impacto y sale del álabe a través de agujeros de refrigeración por película en las paredes exteriores.

El documento US 5813836 describe un álabe de turbina que incluye una sección de perfil aerodinámico que tiene una construcción de doble pared para refrigeración por impacto de la pared lateral en el lado de presión y un serpentín de múltiples pasos a lo largo del lado de succión del álabe. Más particularmente, y en una realización, la sección de perfil aerodinámico incluye una pared lateral de presión y una pared lateral de succión que están unidas juntas en un borde delantero y en un borde trasero. El álabe también incluye un borde delantero, o punta, y un borde trasero, o cola. La sección de perfil aerodinámico también incluye una cavidad de borde delantero que tiene una pluralidad de agujeros de aire en película radiales, y una cavidad interior que es un serpentín de tres pasos. Cuando el aire de refrigeración fluye a lo largo de los pasos, enfría por convección las partes del álabe de turbina adyacentes a estos pasos. La sección de perfil aerodinámico incluye además una cavidad de borde trasero para enfriar la región de flujo de borde trasero de la sección de perfil aerodinámico. Una segunda pared, o doble pared, está situada entre la pared lateral de presión y la cavidad interior, y una pluralidad de cavidades de impacto están situadas entre la segunda pared y la pared lateral de presión. Los agujeros de impacto proporcionan comunicación entre los pasos de la cavidad interior y las cavidades de impacto. Múltiples filas de agujeros de película de ángulo compuesto se extienden desde las cavidades de impacto de manera que el aire de refrigeración procedente de las cavidades de impacto puede ser descargado desde la sección de perfil aerodinámico. La construcción de doble pared es la indicada para proporcionar una distribución más uniforme de la

película de refrigeración sobre la pared lateral de presión, lo que facilita una refrigeración mejorada de la sección de perfil aerodinámico.

RESUMEN DEL INVENTO

Un objeto del presente invento es por tanto proporcionar una parte de perfil aerodinámico de un álabe o paleta que tiene una refrigeración interna mejorada con respecto al estado de la técnica, por ejemplo, con el fin de permitir temperaturas de encendido incluso más altas o flujos de refrigeración más bajos.

El estado de la técnica mencionado con anterioridad no proporciona ninguna sugerencia para resolver este problema.

El presente invento resuelve el problema anterior proporcionando un componente de motor de turbina de gas que comprende a lo largo de un eje longitudinal del componente una raíz y una punta, y que comprende además una parte de perfil aerodinámico que tiene un borde delantero, un borde trasero, una pared lateral de succión exterior y una pared lateral de presión exterior que se extienden entre dicho borde delantero y dicho borde trasero. Dichas paredes exteriores encierran una cavidad central para el paso de aire de refrigeración desde la raíz a la punta y/o desde la punta a la raíz. La cavidad está dividida en una región de borde delantero y una región de borde trasero por al menos una primera placa que se extiende longitudinalmente que conecta dicha pared lateral de succión con dicha pared lateral de presión, definiendo por ello en la región de borde delantero una cámara de borde delantero. La cámara de borde delantero está por tanto limitada por la pared lateral de succión, la pared lateral de presión y dicha primera placa. Además, hay prevista una segunda placa que se extiende longitudinalmente, que conecta dicha primera placa con la pared lateral de succión, definiendo por ello una primera cámara de entrada en el lado de succión de la segunda placa y una segunda cámara de entrada para aire de refrigeración en la región de borde trasero.

La primera placa tiene al menos un agujero pasante para el paso de aire de refrigeración entre la primera cámara de entrada y la cámara de borde delantero, mientras que la segunda placa está desprovista de aberturas o pasos. Preferiblemente, al menos un agujero pasante en dicha primera placa entre la primera cámara de entrada y la cámara de borde delantero es la única salida para el aire de refrigeración procedente de la primera cámara de entrada, lo que significa que preferiblemente ni la parte de la pared lateral de succión que limita la primera cámara de entrada, ni la segunda placa contienen ningún agujero pasante de aire de refrigeración. Al... [Seguir leyendo]

1. Un componente (25) de motor de turbina de gas que comprende:

a lo largo de un eje longitudinal del componente una raíz (21) y una punta (22) , y que comprende además una parte (7) de perfil aerodinámico que tiene un borde delantero o de ataque (8) , un borde trasero o de fuga (9) , una pared lateral de succión exterior (13) y una pared lateral de presión exterior (14) que se extiende entre dicho borde delantero (8) y dicho borde trasero (9) , encerrando dichas paredes exteriores (13, 14) una cavidad central (1-6) para el paso de aire de refrigeración desde la raíz (21) a la punta (22) y/o viceversa;

en el que dicha cavidad está dividida en una región (7a) de borde delantero y una región (7b) de borde trasero por al menos una primera placa (15) que se extiende longitudinalmente que conecta dicha pared lateral de succión (13) con dicha pared lateral de presión (14) , definiendo por ello en la región (7a) de borde delantero una cámara (1) de borde delantero;

en el que hay prevista una segunda placa (16) que se extiende longitudinalmente, conectando dicha primera placa (15) con la pared lateral de succión (13) , definiendo por ello una primera cámara de entrada (2) en el lado de succión (10) de la segunda placa (16) y una segunda cámara de entrada (3) para aire de refrigeración en la región de borde trasero;

en el que dicha primera placa (15) está provista con al menos un agujero pasante (H1) entre la primera cámara de entrada (2) y la cámara (1) de borde delantero, mientras que la segunda placa (16) está desprovista de aberturas y en el que al menos un agujero pasante (H1) en la primera placa (15) entre la primera cámara de entrada (2) y la cámara de borde delantero (1) es una fila de agujeros que se extiende longitudinalmente,

caracterizado por que el área en sección transversal de los agujeros (H1) dentro de la fila es mayor en una región de la punta (22) que en una región de la raíz (21) .

2. El componente (25) según la reivindicación 1, en el que la primera placa (15) está dividida en dos partes de pared longitudinales (15a, 15b) por dicha segunda placa (16) ; preferiblemente en una región de la primera placa (15) situada a lo largo de la primera placa (15) entre el 30% y el 70% más preferiblemente entre el 40% y el 60%, más preferiblemente aproximadamente a la mitad de la distancia entre la pared lateral de succión (13) y la pared lateral de presión (14) .

3. El componente (25) según la reivindicación 1 ó 2, en el que el área en sección transversal de los agujeros (H1) es incrementado de forma escalonada o sucesiva desde la raíz (21) a la punta (22) .

4. El componente (25) según una de las reivindicaciones precedentes, en el que dicha primera placa (15) está adicionalmente provista con al menos un agujero pasante (H2) entre la segunda cámara de entrada (3) y la cámara de borde delantero (1) , siendo al menos dicho agujero pasante (H2) preferiblemente una fila de agujeros que se extiende longitudinalmente, más preferiblemente agujeros de impacto.

5. El componente (25) según una de las reivindicaciones precedentes, en el que la pared lateral de succión (13) y/o la pared lateral de presión (14) está provista con al menos un agujero de salida (F1-F7) para la evacuación de aire de refrigeración, siendo al menos preferiblemente dicho agujero de seguridad un agujero de refrigeración por película.

6. El componente (25) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que al menos una tercera placa (17) que conecta la pared lateral de succión (13) con la pared lateral de presión (14) está prevista sobre el lado del borde trasero de la segunda cámara del entrada (3) de tal manera que separa la segunda cámara de entrada (3) de una primera cámara intermedia (4, 5) .

7. El componente (25) según la reivindicación 6, en el que al menos una placa adicional (17-19) está provista con al menos una agujero pasante (H3-H6) , en el que preferiblemente al menos una placa adicional (17-19) está provista con al menos dos agujeros pasantes (H3-H6) ; en el que al menos una agujero pasante (H3-H6) preferiblemente es una fila de agujeros que se extiende longitudinalmente, preferiblemente de agujeros de impacto.

8. El componente (25) según la reivindicación 6 en el que al menos uno de al menos uno de los agujeros pasantes (H3-H6) en la tercera y/o la cuarta placa (17-19) el área en sección transversal del agujero pasante y/o de los agujeros dentro de al menos una, preferiblemente dos filas (H3-H6) es mayor en una región de la punta (22) que en una región de la raíz (21) , y que preferiblemente el área en sección transversal de los agujeros (H3-H6) está escalonada o sucesivamente incrementada desde la raíz (21) a la junta (22) .

9. El componente (25) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes en el que dicha región de borde posterior (7b) tiene una cámara de borde trasero (6) que está provista con al menos una agujero de salida (F1) en la pared lateral de succión (13) o en la pared lateral de presión (14) de la parte (7) de perfil aerodinámico, siendo preferiblemente dicho agujero de salida un agujero de refrigeración por película, y siendo ajustado el tamaño de al menos dicho agujero de salida preferiblemente a las áreas en sección transversal de los agujeros (H1-H6) dentro de la parte de perfil

aerodinámico.

10. El componente (25) según una de las reivindicaciones precedentes, en el que al menos una de las cámaras (1, 4-6) tiene un canal (37) dispuesta esencialmente perpendicular al eje longitudinal (L) del componente de turbina (25) en una región de la raíz (21) y/o de la punta (22) de tal manera que el aire de refrigeración pueda pasar a través de dicho canal

(37) y tenga la dirección de flujo opuesta de la cámara de la que llegó (1-6) , en el que, preferiblemente, el canal (37) está formado de tal modo que el flujo de aire es dirigido para cambiar su dirección en aproximadamente 180 grados.

11. El componente (25) según cualquiera de las reivindicaciones 6-10, en el que al menos un agujero pasante (H3-H6) en al menos una placa adicional (17, 18) es una fila de agujeros que se extiende longitudinalmente, y en el que preferiblemente en al menos una fila (H3-H6) de agujeros en al menos una placa adicional (17, 18) , los agujeros (H3 -H6) tienen una sección transversal, en la que un primer eje principal (I1) del agujero (H3 -H6) en la dirección del eje longitudinal (L) del componente (25) o de la placa adicional (17, 18) es diferente de un segundo eje principal (I2) del agujero (H3 -H6) en una dirección perpendicular al plano de la placa (17, 18) , y en el que preferiblemente el primer eje principal (I1) del agujero (H3-H6) es mayor que el segundo eje principal (I2) del agujero (H3-H6) .

12. El componente (25) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que la segunda placa (16) tiene un grosor igual o mayor que la primera placa (15) .

13. El componente (25) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que la longitud de la primera placa (15) desde la pared lateral de presión a la pared lateral de succión es esencialmente del orden de aproximadamente 50 a aproximadamente 90 por ciento, preferiblemente del orden de aproximadamente 60 a aproximadamente 80 por ciento de la distancia máxima desde el lado de succión (10) al lado de presión (11) dentro de la parte (7) de perfil aerodinámico medida perpendicular al plano central (24) es una vista en sección transversal.

14. El componente (25) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que la parte de la pared lateral de succión (13) y/o la pared lateral de presión (14) que limitan al menos una lado de la cámara de borde delantera (1) comprende adicionalmente al menos un agujero de salida (F4-F7) , preferiblemente al menos una fila de agujeros de salida que se extiende longitudinalmente, preferiblemente al menos dos agujeros de salida o filas de agujeros de salida que se extiende longitudinalmente, respectivamente, para descarga del medio de refrigeración al trayecto de aire caliente (36) , siendo preferiblemente dichos agujeros de salida agujeros de refrigeración por película, y en el que preferiblemente también al menos la segunda cámara de entrada (16) y/o al menos otra cámara (3 -6) está provista con al menos una agujero de salida (F2-F3) o al menos una fila de agujeros de salida en una de sus partes limítrofes de la pared lateral de succión (13) y/o de la pared lateral de presión (14) .

15. El componente (25) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que al menos una de las cámaras (1-6) está provista con al menos una promotor de turbulencia (31) , preferiblemente en forma de estructuras como aletas (31a) útiles para obstrucción/desviación de un trayecto de flujo.

16. El componente (25) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que la primera placa (15) está dispuesta en un ángulo de aproximadament.

6. 120 grados, preferiblemente de aproximadament.

7. 100 grados con respecto a un plano central (24) que divide longitudinalmente la parte (7) de perfil aerodinámico en una mitad lateral de succión (7c) y una mitad lateral de presión (7d) , y/o preferiblemente la segunda placa (16) se extiende desde la primera placa (15) en un ángulo de aproximadament.

6. 120 grados, preferiblemente aproximadamente d.

7. 100 grados.