Rotor de turbina de gas.

Rotor de turbina de gas de un motor de turbina de gas, que comprende:

una pluralidad de filas de rotores (21) adyacentes y axialmente espaciadas, incluyendo cada una de dichas filas de rotores:

un disco del rotor (20) que incluye un núcleo del disco (30) interior anular, un borde del disco (32) exterior anular, un cuello del disco (31) anular que conecta dicho núcleo y dicho borde, y unas raíces de álabes rotativos (25B) en la periferia de dicho borde;

una pluralidad de álabes rotativos (23) conectados a dichos discos en dichas raíces de los álabes;

una pluralidad de acanaladuras (34) en el fondo de dichas raíces de los álabes que forman conductos para el paso de refrigerante por su interior;

unos brazos de transmisión anulares frontal y trasero del disco (50-51) que se extienden axialmente hacia delante y hacia atrás de dicho disco respectivamente;

unas bridas de conexión anulares frontal y trasera (52-53) que se extienden radialmente hacia el interior situadas en los extremos axiales de dichos brazos de transmisión frontal y trasero del disco respectivamente;

una cavidad interna anular de la turbina (44) que se extiende radialmente hacia el interior de dicho disco, dichos brazos de conexión y dichas bridas de conexión del disco;

un escudo térmico (60) anular que rodea la cara frontal de dicha fila de rotores, separado de dicho brazo de transmisión frontal del disco (50) y de la cara frontal de dicho disco, formando un conducto del refrigerante del escudo térmico (43) de forma anular, e incluyendo una brida de conexión del escudo térmico (61) que se extiende radialmente hacia el interior y que se une a dichas bridas de conexión (52-53) de dichas filas de rotores adyacentes situándose en posición axial intermedia de las mismas;

unos primeros medios para pasar el flujo de refrigeración del disco (71) desde dicha cavidad interna de la turbina (44) a dicho conducto del refrigerante del escudo térmico (43);

unos segundos medios para restringir un área de restricciones del flujo de acanaladura (80) y controlar el flujo de refrigeración de acanaladura (75) a través de dichas acanaladuras (34) a valores predeterminados;

unos terceros medios para restringir un área de restricciones del flujo de escudo térmico (82) y controlar el flujo de refrigeración del disco (71) a través de dicho conducto del refrigerante del escudo térmico (43), en el cual dicho flujo está establecido de forma predeterminada para ser mayor que el flujo de refrigeración de acanaladura (75); y

el rotor de turbina de gas caracterizado por que comprende

una holgura de borde de escudo térmico (81) entre el extremo radial de dicho escudo térmico (60) y la cara frontal de dicho disco del rotor (20), que presente un área sustancialmente mayor que el área de las restricciones del flujo de ranura (80) y un área sustancialmente mayor que el área de las restricciones del flujo de escudo térmico (82), en la cual el flujo de fuga de borde del escudo térmico (76) a través de dicha holgura de borde de escudo térmico (81) está formado por dicho flujo de refrigeración del disco (71) menos dicho flujo de refrigeración de acanaladura (75);

mediante los cuales las variaciones de área de dicha holgura de borde de escudo térmico (81) no afectan al flujo a través de dicho conducto de refrigerante del escudo térmico (43) ni a dicho flujo de refrigeración de acanaladura (75) y mediante los cuales el flujo de fuga de borde del escudo térmico (76) a través de dicha holgura de borde de escudo térmico (81) es siempre en sentido de salida desde el conducto del refrigerante del escudo térmico (43).