ES2559932T3 - Toma de aire con filtro inercial en el rotor tándem de un compresor - Google Patents

Toma de aire con filtro inercial en el rotor tándem de un compresor Download PDF

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ES2559932T3 ES10717695.0T ES10717695T ES2559932T3 ES 2559932 T3 ES2559932 T3 ES 2559932T3 ES 10717695 T ES10717695 T ES 10717695T ES 2559932 T3 ES2559932 T3 ES 2559932T3
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Abstract

Turbina de gas (10) que comprende (a) un compresor centrífugo o mixto (16b) que comprende un rotor (18) provisto de un eje de rotación (X), estando el citado compresor (16b) adaptado para comprimir un gas comburente, comprendiendo el citado rotor (18) un sistema de aire secundario (12), comprendiendo el sistema de aire secundario (12) un sistema de toma de gas comburente (40) dispuesto en el rotor (18); comprendiendo el compresor (16b) una superficie externa (30), (b) una cámara de combustión (22) adaptada para quemar al menos el gas comprimido, (c) al menos una pieza caliente (26) en contacto con los gases quemados, y (d) un sistema de encaminamiento (44) de los gases tomados a la pieza caliente (26) a fin de disminuir la temperatura de la misma, comprendiendo el sistema de encaminamiento (44) al menos una cavidad (46) interna al rotor (18) y una pluralidad de orificios (48) realizados en el rotor (18), comprendiendo cada orificio (48) un eje de orificio (Y) que se extiende a partir de la superficie externa (30) y que desemboca en la citada cavidad (46); estando caracterizada la turbina de gas por que el rotor (18) comprende una pluralidad de palas principales (32a) y de palas intercalares (32b), estando provista cada pala principal (32a) de un borde de ataque principal (38a) y estando provista cada pala intercalar (32b) de un borde de ataque intercalar (38b), estando al menos uno de los orificios (48) situado al menos parcialmente axialmente, con respecto al eje de rotación (X), entre un borde de ataque principal (38a) y un borde de ataque intercalar (38b).

Description

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DESCRIPCION
Toma de aire con filtro inercial en el rotor tandem de un compresor
La presente invencion concierne al ambito tecnico de los sistemas de aire secundarios para compresores centrlfugos o mixtos, y especialmente a los sistemas de aire secundarios para compresores centrlfugos o mixtos de turbinas de gas de aeronaves.
De manera habitual, una turbina de gas se compone de una entrada de aire destinada a captar un gas comburente, habitualmente aire y llevarle a la entrada de un sistema de compresion que comprime al gas comburente. El sistema de compresion se compone de al menos un compresor de tipo mixto o de tipo centrlfugo, comprendiendo cada compresor de tipo centrlfugo al menos un rotor montado en un arbol de transmision y al menos un estator. El gas comburente comprimido por el sistema de compresion es mezclado con carburante y quemado en el seno de una camara de combustion. Al menos una turbina montada en el arbol de transmision convierte una parte de la energla cinetica de los gases quemados por la camara de combustion en energla mecanica que permite al menos el arrastre del o de los compresores. Los gases quemados intercambian calor con piezas calientes, por ejemplo la o las turbinas, que conviene enfriar a fin de limitar su calentamiento.
En las turbinas de gas del tipo que comprenden al menos un compresor centrlfugo o mixto, es conocido realizar este enfriamiento por medio de un sistema de aire secundario adaptado para tomar gas comburente a nivel del estator del citado compresor centrlfugo o mixto. La toma es realizada habitualmente por medio de una pluralidad de orificios de toma dispuestos tangencialmente al flujo del fluido.
Sin embargo, el gas comburente puede comprender partlculas contaminantes que obstruyen especialmente, al menos en parte, los citados orificios de toma. Este fenomeno de obstruccion conduce a una disminucion sensible de la cantidad de gas tomado por el sistema de aire secundario, y por consiguiente a un aumento de temperatura de las piezas calientes, a su vez origen de una disminucion de su duracion de vida de servicio y/o de su resistencia mecanica.
Por otra parte, es conocido tomar el gas de enfriamiento a traves del cubo del compresor centrlfugo, vease el documento GB 1 239 196 A.
Finalmente, el rendimiento del compresor centrlfugo o mixto puede verse disminuido por perturbaciones del flujo del gas comburente a lo largo del rotor de este compresor, por ejemplo por el despegue de una capa llmite de gas comburente en contacto con este rotor.
Un primer objeto de la presente invencion es ofrecer un sistema de aire secundario robusto frente a la contaminacion del gas comburente.
Un segundo objeto de la presente invencion es ofrecer un sistema de aire secundario que permita mejorar el flujo del aire en el seno de un compresor centrlfugo o mixto.
A fin de resolver al menos uno de los dos problemas tecnicos anteriormente enunciados, un sistema de aire secundario de acuerdo con la invencion esta destinado a ser integrado en un compresor centrlfugo o mixto adaptado para comprimir un gas comburente, comprendiendo el citado compresor centrlfugo o mixto un rotor provisto de un eje de rotacion.
De manera ventajosa, el sistema de aire secundario de acuerdo con la invencion comprende un sistema de toma de gas comburente dispuesto en el rotor del compresor. Este permite la centrifugacion de las partlculas contaminantes eventualmente contenidas en el gas comburente, lo que impide, o al menos limita, la obstruccion progresiva del sistema de toma por las citadas partlculas contaminantes.
Ademas, el sistema de aire secundario de acuerdo con la invencion mejora la aerodinamica del compresor al sanear el flujo del gas comburente a lo largo del rotor.
De acuerdo con una variante preferida de realization, el sistema de aire secundario esta destinado a ser integrado en un compresor de una turbina de gas del tipo que comprende una camara de combustion, adaptada para quemar al menos el gas comprimido, y al menos una pieza caliente en contacto con los gases quemados. De acuerdo con esta variante, el sistema de aire secundario comprende ademas un sistema de encaminamiento de los gases tomados al menos a una de las piezas calientes a fin de disminuir la temperatura de las mismas.
De acuerdo con un modo preferido de realizacion, el sistema de aire secundario esta destinado a ser integrado en un compresor que comprende una superficie externa. De acuerdo con este modo de realizacion, el sistema de encaminamiento comprende al menos una cavidad interna al rotor, mientras que el sistema de toma comprende al menos un orificio realizado en el rotor. Cada orificio se extiende a partir de la superficie externa, desemboca en al menos una cavidad y comprende un eje de orificio.
El sistema de aire secundario de acuerdo con la invencion puede comprender ademas al menos una de las caracterlsticas ventajosas siguientes:
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- el sistema de aire secundario esta destinado a ser integrado en un compresor de una turbina de gas del tipo que comprende al menos una turbina,
- el sistema de encaminamiento permite enviar los gases tomados hacia la turbina,
- el rotor comprende un cubo y al menos uno de los orificios esta realizado a nivel del cubo,
- el sistema de aire secundario esta destinado a ser instalado en un compresor cuyo rotor comprende una pluralidad de palas principales y/o de palas intercalares,
- cada pala principal esta provista de un borde de ataque principal,
- cada pala intercalar esta provista de un borde de ataque intercalar,
- al menos un orificio esta al menos parcialmente situado axialmente, con respecto al eje de rotacion, entre un borde de ataque principal y un borde de ataque intercalar,
- cada pala del tipo principal o intercalar comprende un extrados,
- al menos un orificio esta al menos parcialmente situado radialmente con respecto al eje de rotacion, en la proximidad de uno de los extrados.
Un tercer objeto de la presente invention es ofrecer un rotor de compresor robusto frente a la contamination del gas comburente.
Con este fin, un rotor de compresor de acuerdo con la invencion comprende un sistema de aireacion secundario tal como el definido anteriormente.
Un cuarto objeto de la presente invencion es ofrece un compresor robusto frente a la contaminacion del gas comburente.
Con este fin, un compresor de acuerdo con la invencion comprende un rotor tal como el definido anteriormente.
Un quinto objeto de la presente invencion es ofrecer una turbina de gas robusta a la contaminacion del gas comburente.
Un sexto objeto de la presente invencion es la posibilidad de optimizar el caudal tomado en funcion de la velocidad de rotacion del compresor.
Con este fin, una turbina de gas de acuerdo con la invencion comprende al menos un compresor tal como el definido anteriormente.
Otras caracterlsticas y ventajas de la invencion se pondran de manifiesto mejor con la lectura de la description que sigue de varios modos de realization de la invencion dados a tltulo de ejemplos no limitativos.
La descripcion se refiere a las figuras anejas, en las cuales:
- la figura 1 representa un vista en corte parcial, de acuerdo con un plano vertical, de una turbina de gas de la que un compresor esta equipado con el sistema de aire secundario de acuerdo con la invencion.
- la figura 2 representa una vista parcial del rotor del compresor equipado con el sistema de aire secundario de acuerdo con la invencion, en corte segun el plano de la figura 1.
- la figura 3 representa una vista parcial del rotor de la figura 2, en el plano de corte III-III definido en la figura 2.
- la figura 4 una vista parcial del rotor del compresor equipado con un sistema de aire secundario de acuerdo con una
variante de la invencion, en corte segun el plano de la figura 1.
- la figura 5 representa una vista parcial del rotor de la figura 4, en el plano de corte V-V definido en la figura 4.
En la figura 1, se representa una turbina de gas 10 equipada con un sistema de aire secundario 12 de acuerdo con la
invencion. Esta turbina de gas 10 esta destinada de manera preferente a equipar una aeronave, tal como por ejemplo un helicoptero.
El funcionamiento general de una turbina de gas 10, en si conocido, no sera tratado en la presente descripcion.
En el ejemplo de realizacion ilustrado, la turbina de gas 10 comprende una entrada 14 adaptada para captar un gas comburente habitualmente aire, y denominado gas captado en lo que sigue del presente texto.
El gas captado comprende o puede comprender contaminacion en forma de partlculas en suspension, por ejemplo polvo, polen o vapor de agua.
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El gas captado es comprimido a continuacion en al menos una etapa de compresion. En este ejemplo de realization, la turbina de gas 10 comprende un primero 16a y un segundo 16b compresores centrifugos dispuestos en serie, de modo que el gas captado alimenta el primer compresor centrifugo 16a y de modo que el gas comprimido por el primer compresor centrifugo 16a alimenta al segundo compresor centrifugo 16b.
Cada compresor centrifugo 16a, 16b comprende de manera habitual un rotor 18, movil en rotation alrededor de un eje de rotacion (X) y adaptado para acelerar gas, y un estator 20 adaptado para convertir al menos una parte de la energia cinetica del gas en aumento de presion del gas.
En el ejemplo de realizacion ilustrado, el sistema de aire secundario 12 de acuerdo con la invention esta instalado en el segundo compresor centrifugo 16b, es decir en el compresor aguas abajo.
El gas comprimido por al menos un compresor 16a, 16b, denominado gas comprimido en lo que sigue del presente texto, es llevado a continuacion a una camara de combustion 22 en la que es mezclado con un carburante y despues quemado.
El gas quemado en la camara de combustion 22, denominado gas quemado en lo que sigue del presente texto, es encaminado a continuacion hasta al menos una turbina 24 adaptada para convertir al menos una parte de la energia cinetica de los gases quemados en energia mecanica que permite al menos el arrastre de los compresores 16a, 16b.
El conjunto de las piezas en contacto con los gases quemados constituyen las piezas calientes 26. Los gases quemados intercambian calor con las citadas piezas calientes 26.
Ciertas piezas calientes deben ser enfriadas a fin de limitar su aumento de temperatura, por ejemplo a fin de evitar su danado. Cada turbina 24 es un ejemplo de pieza caliente 26 cuyo aumento de temperatura conviene limitar a fin de evitar su danado. Este aire tomado puede ser utilizado igualmente para presurizar ciertos cojinetes del motor.
De acuerdo con una variante de realizacion, el sistema de aire secundario 12 de acuerdo con la invencion esta instalado de manera similar, cambiando lo que haya que cambiar, en el primer compresor centrifugo 16a.
De manera general, si la turbina de gas 10 comprende varios compresores centrifugos, el sistema de aire secundario 12 de acuerdo con la invencion puede ser instalado de manera equivalente en cada uno de los citados compresores centrifugos y/o en mas de un compresor centrifugo.
Por otra parte, el sistema de aire secundario 12 puede ser instalado en cualquier tipo de compresor centrifugo y/o en cualquier tipo de turbina de gas que comprenda al menos un compresor centrifugo. Por ejemplo, el sistema de aire secundario 12 puede ser instalado en una turbina de gas 10 del tipo que comprende un compresor multietapa provisto de una etapa de final de compresion mixta o centrifuga.
Las figuras 2 y 3 representan vistas de detalle del rotor 18 del segundo compresor centrifugo 16b equipado con un sistema de aire secundario 12 de acuerdo con la invencion.
De manera habitual, el rotor 18 comprende un cubo 28 delimitado al menos parcialmente por una superficie externa 30, desde la cual se extienden una pluralidad de alabes o de palas de tipo principal 32a e intercalar 32b alternadas.
El gas comburente penetra axialmente en el rotor 18, con respecto al eje de rotacion (X), y fluye a continuacion en direction al estator 20 a lo largo de la superficie externa 30. La velocidad del gas comburente aumenta a todo lo largo del flujo debido a la aceleracion centrifuga. El gas comburente fluye, segun un sentido de flujo D que es dirigido desde la extremidad aguas arriba del rotor 18 hacia su extremidad aguas abajo.
Cada pala 32a, 32b presenta clasicamente un intrados 34 y un extrados 36 opuesto que se extienden a partir de la superficie externa 30 del rotor 18. El extrados 36 esta unido al intrados 34 por un borde de ataque principal 38a, para una pala principal 32a, y por un borde de ataque intercalar 38b para una pala intercalar 32b.
De acuerdo con la invencion, el sistema de aire secundario 12 toma gas comburente a nivel del rotor 18. Con este fin, el sistema de aire secundario 12 comprende un sistema de toma 40 de gas comburente a nivel del rotor 18. El gas tomado por el sistema de toma 40 es denominado gas tomado en lo que sigue del presente texto.
El flujo del gas comburente a lo largo de las palas 32a, 32b del segundo compresor 16b se efectua segun una pluralidad de filetes fluidos no representados. Los filetes fluidos sensiblemente en contacto con la superficie externa 30, el intrados 34 o el extrados 36 de las palas 32a, 32b definen una capa Kmite 42. La capa limite 42 es sensible al problema de despegue, bien conocido por el especialista en la materia y que provoca turbulencias en el seno del flujo del gas comburente, y por consiguiente perdidas de rendimiento del compresor centrifugo.
El hecho de tomar gas comburente a nivel de la capa limite 42 permite ventajosamente minimizar los riesgos de despegue de la capa limite 42, aumentar el rendimiento global del segundo compresor centrifugo 42 y sanear el flujo del gas comburente a lo largo de las palas 32a, 32b del rotor 18.
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De acuerdo con un modo preferido de realizacion, el sistema de aire secundario 12 encamina el gas tomado al menos a una pieza caliente 26, y preferentemente al menos a una turbina 24, a fin de regular la temperatura de la misma. Con este fin, el sistema de aire secundario 12 comprende un sistema de encaminamiento de los gases tomados 44. El gas encaminado por el sistema de encaminamiento 44 es denominado gas encaminado en lo que sigue del presente texto.
El hecho de tomar el gas comburente a nivel del rotor 18 permite centrifugar eventuales partlculas contaminantes contenidas en el gas comburente, y por tanto purificar el gas comburente. Esto evita el ensuciamiento del sistema de toma 40 y por tanto una disminucion en el transcurso del tiempo de la cantidad de gas comburente tomado.
En el ejemplo de realizacion ilustrado, el sistema de encaminamiento 44 comprende una cavidad 46 interna al rotor 18 y el sistema de toma 40 comprende una pluralidad de orificios 48 realizados en el cubo 28 del rotor 18 y repartidos angularmente.
De acuerdo con una variante no representada de la invention, el sistema de encaminamiento puede comprender una pluralidad de cavidades conectadas o no. En este caso, cada cavidad puede comprender uno o varios orificios que tengan posiciones diferentes de una cavidad a otra.
Cada orificio 48 se extiende a partir de una cara superior 50 dispuesta en la superficie externa 30 del rotor 18 y desemboca en la chimenea axial 46. Cada orificio se extiende sensiblemente segun un eje de orificio (Y). Ademas, cada orificio 48 tiene preferentemente, pero no exclusivamente, una forma sensiblemente cillndrica, significandose que este orificio puede presentar una section constante o bien evolutiva.
De acuerdo con la invencion, cada orificio 48 esta al menos parcialmente situado axialmente, con respecto al eje de rotation (X), entre un borde de ataque principal 38a y un borde de ataque intercalar 38b. De modo mas particular, la cara superior 50 de cada orificio 48 esta situada axialmente, con respecto al eje de rotacion (X), entre un borde de ataque principal 38a y un borde de ataque intercalar 38b.
Cada orificio 48 esta ademas al menos parcialmente situado radialmente, con respecto al eje de rotacion (X), en la proximidad de un extrados 36. De modo mas particular, la cara superior 50 de cada orificio 48 esta situada radialmente, con respecto al eje de rotacion (X), mas cerca del extrados 36 de una pala principal 32a que del intrados 34 de la pala principal 32a adyacente.
Como esta representado en la figura 4, en cada orificio esta definido un primer angulo de inclination a como el angulo orientado formado entre, por una parte, una recta (D1) tangente a la superficie externa 30 y coplanaria con el eje de rotacion (X) y, por otra, el eje del orificio (Y).
Como esta representado en la figura 5, en cada orificio esta definido un segundo angulo de inclinacion b como el angulo orientado formado entre, por una parte, una recta (D2) tangente a la superficie externa 30 y ortogonal al eje de rotacion (X) y, por otra, el eje del orificio (Y).
En el caso en que el primer angulo a y/o el segundo angulo b de un orificio 48 esten comprendidos entre 0° y 90°, el orificio 48 favorece la resistencia a la contamination en detrimento de la cantidad de aire tomado por el sistema de aire secundario 12. A la inversa, el orificio 48 aumenta la cantidad de aire tomado por el sistema de aire secundario 12 en detrimento de la robustez frente a la contaminacion cuando el primer angulo a y/o el segundo angulo b de un orificio 48 estan comprendidos entre 90° y 180°.
Asl, es posible modificar o ajustar el compromiso entre la cantidad de gas comburente tomado y la robustez frente a la contaminacion del sistema de aire secundario 12, jugando con el primer angulo a y/o el segundo angulo b de cada orificio 48 que componen el citado sistema de aire secundario 12. Ademas, es posible ajustar la cantidad de gas comburente tomado para una velocidad de rotacion del compresor dada jugando con el primer angulo de inclinacion a y/o el segundo angulo b de cada orificio 48 que componen el citado sistema de aire secundario 12.
Por consiguiente, el caudal que circula a traves de cada orificio 48 puede ser predeterminado fijando el primer angulo de inclinacion a en un primer valor predeterminado y/o fijando el segundo angulo de inclinacion b en un segundo valor predeterminado. Se comprende por tanto que para una velocidad de rotacion dada del compresor, el valor del primer angulo a y/o el valor del segundo angulo b son parametros que permiten ajustar el caudal de aire que circula a traves de los orificios 48 en un valor predeterminado.
Naturalmente, el ejemplo de realizacion de los orificios 48 descrito anteriormente no tiene caracter limitativo. Es posible por ejemplo realizar los orificios en otra parte del rotor 18 que el cubo 28. Es posible igualmente realizar orificios 48 cuyo posicionamiento axial y/o el posicionamiento acimutal y/o el posicionamiento radial y/o el primer angulo a y/o el segundo angulo b sean variables.

Claims (5)

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    REIVINDICACIONES
    1. Turbina de gas (10) que comprende
    (a) un compresor centrifugo o mixto (16b) que comprende un rotor (18) provisto de un eje de rotacion (X), estando el citado compresor (16b) adaptado para comprimir un gas comburente, comprendiendo el citado rotor (18) un sistema de aire secundario (12), comprendiendo el sistema de aire secundario (12) un sistema de toma de gas comburente (40) dispuesto en el rotor (18); comprendiendo el compresor (16b) una superficie externa (30),
    (b) una camara de combustion (22) adaptada para quemar al menos el gas comprimido,
    (c) al menos una pieza caliente (26) en contacto con los gases quemados, y
    (d) un sistema de encaminamiento (44) de los gases tomados a la pieza caliente (26) a fin de disminuir la temperatura de la misma, comprendiendo el sistema de encaminamiento (44) al menos una cavidad (46) interna al rotor (18) y una pluralidad de orificios (48) realizados en el rotor (18), comprendiendo cada orificio (48) un eje de orificio (Y) que se extiende a partir de la superficie externa (30) y que desemboca en la citada cavidad (46);
    estando caracterizada la turbina de gas por que el rotor (18) comprende una pluralidad de palas principales (32a) y de palas intercalares (32b), estando provista cada pala principal (32a) de un borde de ataque principal (38a) y estando provista cada pala intercalar (32b) de un borde de ataque intercalar (38b), estando al menos uno de los orificios (48) situado al menos parcialmente axialmente, con respecto al eje de rotacion (X), entre un borde de ataque principal (38a) y un borde de ataque intercalar (38b).
  2. 2. Turbina de gas (10) de acuerdo con la reivindicacion 1 que comprende un compresor (16b) de una turbina de gas (10) del tipo que comprende al menos una turbina (24), caracterizada por que el sistema de encaminamiento (44) permite enviar los gases tomados hacia la turbina (24).
  3. 3. Turbina de gas (10) de acuerdo con las reivindicaciones 1 o 2, caracterizada por que el rotor (18) comprende un cubo (28), y por que al menos uno de los orificios (48) esta dispuesto en el cubo (28).
  4. 4. Turbina de gas (10) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizada por que cada pala del tipo principal (32a) o intercalar (32b) comprende un extrados (36) y un intrados (34) opuesto, y por que al menos uno de los orificios (48) esta al menos parcialmente situado radialmente, con respecto al eje de rotacion (X), mas cerca del extrados (36) de una pala principal (32a) que del intrados (34) de una pala principal (32a) adyacente.
  5. 5. Turbina de gas (10) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizada por que el caudal de aire que circula a traves de cada orificio (48) es predeterminado fijando un primer angulo de inclinacion (a) definido en cada orificio (48) como el angulo orientado formado entre, por una parte, una recta (D1) tangente a la superficie externa (30) y coplanaria con el eje de rotacion (X) y, por otra, el eje del orificio (Y) en un primer valor predeterminado, y/o fijando un segundo angulo de inclinacion (b) definido en cada orificio (48) como el angulo orientado formado entre, por una parte, una recta (D2) tangente a la superficie externa (30) y ortogonal al eje de rotacion (X) y, por otra, el eje del orificio (Y), en un segundo valor predeterminado.
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