BR102012027553A2

BR102012027553A2 - Componente e motor de turbina a gás

Info

Publication number: BR102012027553A2
Application number: BR102012027553-8A
Authority: BR
Inventors: Victor Hugo Silva Correia; Robert Francis Manning
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2011-10-31
Filing date: 2012-10-26
Publication date: 2014-09-02
Also published as: CA2793232A1; JP2013096409A; CN103089336A; EP2586983A2; US20130104517A1

Abstract

COMPONENTE E MOTOR DE TURBINA A GÁS Trata-se de um componente para um motor de turbina a gás (100). O componente inclui uma abertura de resfriamento (194, 196) e um obturador (204) que preenche pelo menos uma porção da abertura de resfriamento para impedir fluxo de ar através da abertura de resfriamento, O obturador é configurado para derreter a uma temperatura predeterminada durante a operação do motor de turbina a gás para permitir o fluxo de ar através da abertura de resfriamento.

Description

“COMPONENTE E MOTOR DE TURBINA A GÁS” Antecedentes da Invenção

O campo dessa revelação refere-se, de modo geral, a componentes e, mais particularmente a um componente para um motor de turbina a gás e um método para fabricação do mesmo.

Vários motores de turbina a gás conhecidos incluem um sistema de combustão para misturar combustível com ar comprimido e ignificar a mistura para produzir gases de combustão. Os gases de combustão são direcionados para dentro de um sistema de turbina para acionar uma turbina 10 para rotacionar, desse modo acionando um ventilador, um compressor e/ou um gerador acoplado de modo rotacional à turbina. Em alguns motores de turbina a gás (por exemplo, motores de turbina a gás propelentes em uma aeronave), os gases de combustão são exauridos a partir do sistema de turbina para o ar ambiente, desse modo propiciando empuxo para aeronave. Em alguns outros 15 motores de turbina a gás (por exemplo, motores de turbina a gás em uma usina elétrica de ciclo combinado), os gases de combustão são direcionados a partir do sistema de turbina para dentro de um gerador de vapor de recuperação de calor para uso na produção de vapor.

Alguns sistemas de combustão conhecidos incluem uma 20 pluralidade de bocais de combustível espaçados de modo circunferencial que liberam combustível para uso no processo de combustão. Devido ao fato de que esses bocais de combustível podem liberar combustível a diferentes razões, pode haver áreas circunferenciais de temperaturas de gás de combustão mais altas (isto é, raias quentes) à jusante do sistema de 25 combustão. Isso pode render um aumento de temperatura substancial àqueles componentes de motor que encontram as raias quentes. Entretanto, já que as localizações das raias quentes podem ser difíceis de serem determinadas e podem variar de motor para motor, pelo menos alguns motores conhecidos têm aberturas refrigerantes formadas em vários componentes de motor à jusante que não acabam sendo localizados dentre de uma raia quente e, portanto, não acabam experimentando um aumento de temperatura que garanta resfriamento. Como um resultado, é sabido que os componentes de motor não 5 localizados nas raias quentes são resfriados excessivamente a temperaturas que são mais baixas que desejada e, desse modo, é sabido que uma quantidade significante de ar refrigerante indesejável é liberada no fluxo de gás de combustão, o que diminui a eficiência operacional geral do motor. Seria útil, desse modo, ter um componente que liberasse ar refrigerante somente se 10 localizado dentro de uma raia quente, o que facilitaria a manutenção da vida útil do motor ao mesmo tempo em que aprimora a eficiência operacional geral do motor.

Breve Descrição da Invenção

Em um aspecto, um componente para um motor de turbina a gás 15 é propiciado. O componente inclui uma abertura de resfriamento e um obturador que preenche pelo menos uma porção da abertura de resfriamento para impedir fluxo de ar através da abertura de resfriamento. O obturador é configurado para derreter a uma temperatura predeterminada durante a operação do motor de turbina a gás para permitir fluxo de ar através da 20 abertura de resfriamento.

Em outro aspecto, um método de fabricação de um componente para um motor de turbina a gás é propiciado. O método inclui formar uma abertura de resfriamento no componente e preencher pelo menos uma porção da abertura de resfriamento com um obturador que impede fluxo de ar através 25 da abertura de resfriamento. O obturador é configurado para derreter a uma temperatura predeterminada durante operação do motor de turbina a gás para permitir fluxo de ar através da abertura de resfriamento.

Em outro aspecto, um motor de turbina a gás é propiciado. O motor de turbina a gás inclui um sistema de combustão e um sistema de turbina dispostos à jusante do sistema de combustão, em que pelo menos um dentre o sistema de combustão e o sistema de turbina inclui um componente. O componente tem uma abertura de resfriamento e um obturador que preenche 5 pelo menos uma porção da abertura de resfriamento para impedir fluxo de ar através da abertura de resfriamento. O obturador é configurado para derreter a uma temperatura predeterminada durante operação do motor de turbina a gás para permitir fluxo de ar através da abertura de resfriamento.

Breve Descrição dos Desenhos A Figura 1 é uma ilustração esquemática de um motor de turbina

a gás exemplificador;

A Figura 2 é uma ilustração esquemática de um sistema de combustão do motor de turbina a gás mostrado na Figura 1;

A Figura 3 é uma ilustração esquemática de uma porção de um bocal de turbina do motor de turbina a gás mostrado na Figura 1;

A Figura 4 é uma vista em perspectiva de um segmento do bocal de turbina mostrado na Figura 3; e

A Figura 5 é uma ilustração seccional esquemática do segmento de bocal de turbina mostrado na Figura 4.

Descrição Detalhada da Invenção

A descrição detalhada a seguir apresenta um componente e um método de fabricação do mesmo a título de exemplo e não a título de limitação. A descrição deveria claramente permitir uma pessoa de conhecimento comum na técnica fabricar e usar o componente, e a descrição apresenta várias 25 realizações, adaptações, variações, alternativas e usos do componente, incluindo o que é atualmente acreditado de ser o melhor modo dos mesmos. O componente é descrito no presente documento como sendo aplicado a uma realização predileta, isto é, motor de turbina a gás. Entretanto, é concebível que o componente e o método de fabricação do mesmo têm aplicações gerais em uma larga faixa de sistemas e/ou uma variedade de outras aplicações comerciais, industriais e/ou de consumidor.

A Figura 1 é uma ilustração esquemática de um motor de turbina a gás 100 exemplificador que inclui um sistema de ventilador 102, um sistema de compressor 104, um sistema de combustão 106, um sistema de turbina de alta pressão 108 e um sistema de turbina de baixa pressão 110. A Figura 2 é uma ilustração esquemática de sistema de combustão 106. Na realização exemplificadora, o sistema de combustão 106 inclui uma pluralidade de bocais de combustível dispostos de modo circunferencial e afastados para liberação de combustível durante o processo de combustão, isto é, o sistema de combustão 106 inclui um primeiro bocal de combustível 112, um segundo bocal de combustível 114, um terceiro bocal de combustível 116, um quarto bocal de combustível 118, um quinto bocal de combustível 120 e um sexto bocal de combustível 122. Em outras realizações, o motor de turbina a gás 100 pode ter qualquer número adequado de bocais de combustível dispostos de qualquer maneira adequada. Alternativamente, o motor de turbina a gás 100 pode incluir qualquer número adequado de sistemas de ventilador, sistemas de compressor, sistemas de combustão e/ou sistemas de turbina configurados de qualquer maneira adequada.

A Figura 3 é uma ilustração esquemática de uma porção de um bocal de combustível anular 130 de sistema de turbina de alta pressão 108. Na realização exemplificadora, o bocal de turbina 130 é um bocal de estágio um de sistema de turbina de alta pressão 108. Em outras realizações, o bocal de 25 turbina 130 pode ser em qualquer estágio adequado de sistema de turbina de alta pressão 108 ou sistema de turbina de baixa pressão 110.

Na realização exemplificadora, o bocal de turbina 130 tem uma pluralidade de segmentos de bocal de turbina 132 que são dispostos de modo circunferencial para formar uma banda interna 134 e uma banda externa 136, com uma fileira de palhetas de estator afastadas que se estende a partir de uma banda interna 134 para uma banda externa 136, isto é, uma primeira palheta 140, uma segunda palheta 142, uma terceira palheta 144, uma quarta 5 palheta 146, uma quinta palheta 148, uma sexta palheta 150, uma sétima palheta 152, uma oitava palheta 154, uma nona palheta 156, uma décima palheta 158 e uma décima primeira palheta 160. Assim, uma primeira trajetória de fluxo 162 é definida entre a primeira palheta 140 e a segunda palheta 142; uma segunda trajetória de fluxo 164 é definida entre a segunda palheta 142 e a 10 terceira palheta 144; uma terceira trajetória de fluxo 166 é definida entre a terceira palheta 144 e a quarta palheta 146; uma quarta trajetória de fluxo 168 é definida entre a quarta palheta 146 e a quinta palheta 148; uma quinta trajetória de fluxo 170 é definida entre a quinta palheta 148 e a sexta palheta 150; uma sexta trajetória de fluxo 172 é definida entre a sexta palheta 150 e a 15 sétima palheta 152; uma sétima trajetória de fluxo 174 é definida entre a sétima palheta 152 e a oitava palheta 154; uma oitava trajetória de fluxo 176 é definida entre oitava palheta 154 e a nona palheta 156; uma nona trajetória de fluxo 178 é definida entre a nona palheta 156 e a décima palheta 158; uma décima trajetória de fluxo 180 é definida entre a décima palheta 158 e a décima 20 primeira palheta 160. Em outras realizações, o bocal de turbina 130 pode ter qualquer número adequado de palhetas que definem qualquer número adequado de trajetórias de fluxo.

A Figura 4 é uma vista em perspectiva de um segmento de bocal de turbina 132 de bocal de turbina 130. Embora a configuração de um 25 segmento de bocal de turbina 132 exemplificador seja descrita em mais detalhes abaixo, qualquer número adequado de segmentos de bocal de turbina 132 de sistemas de turbina 108, 110 pode ser configurado da mesma maneira. Em uma realização exemplificadora, o segmento de bocal de turbina 132 inclui um segmento de banda interna 182, um segmento de banda externa 184 e um par de palhetas (por exemplo, primeira palheta 140 e segunda palheta 142) que se estendem a partir do segmento de banda interna 182 para o segmento de banda externa 184. Em outras realizações, o segmento de bocal de turbina 132 5 pode ter qualquer número de palhetas adequado que se estendem a partir do segmento de banda interna 182 para o segmento de banda externa 184 (por exemplo, segmento de bocal de turbina 132 pode ter uma única palheta, em vez de um par de palhetas). Em outra realização exemplificadora, cada palheta 140, 142 tem um formato de aerofólio com um lado de pressão côncavo 186 e 10 um lado de sucção convexo 188 juntos a uma borda de ataque e 190 e uma borda de fuga 192. Cada palheta 140, 142 também inclui uma pluralidade de aberturas de resfriamento 194 dispostas no lado de pressão 186 e no lado de sucção 188 próximos à borda de ataque, à borda de fuga 192 e áreas entre as mesmas. Alternativamente, palhetas 140, 142 podem ter qualquer formato de 15 aerofólio adequado e um segmento de bocal de turbina 132 pode ter qualquer disposição adequada de aberturas de resfriamento 194 (por exemplo, segmento de banda interna 182 e/ou segmento de banda externa 184 podem ter aberturas de resfriamento 194).

A Figura 5 é uma vista seccional da segunda palheta 142 através 20 de uma primeira abertura de resfriamento 196 das aberturas de resfriamento 194. Embora a configuração da primeira abertura de resfriamento 196 da segunda palheta 142 seja descrita em mais detalhes abaixo, qualquer componente adequado de motor de turbina a gás 100 (por exemplo, qualquer componente adequado de sistema de combustão 106 e/ou sistemas de turbina 25 108, 110 como qualquer componente de bocal de turbina, componente de invólucro de turbina e/ou componente de lâmina de turbina de sistemas de turbina 108, 110) pode ter qualquer número adequado de aberturas de resfriamento 194 configuradas da mesma maneira que a primeira abertura de resfriamento 196. Do mesmo modo, aberturas de resfriamento 194, 196 podem ser de qualquer tipo como, por exemplo, aberturas de resfriamento de filme, aberturas de resfriamento de borda de fuga, aberturas de resfriamento de ponta de aerofólio ou aberturas de resfriamento de borda de plataforma.

Na realização exemplificadora, a primeira abertura de

resfriamento 196 se estende através do lado de pressão côncavo 186 da segunda palheta 142 de modo que a primeira abertura de resfriamento 196 tenha uma entrada 198 e uma saída 200. A entrada 198 se encontra em comunicação fluida com uma passagem de fluxo de resfriamento interno 202 10 da segunda palheta 142 e saída 200 se encontra em comunicação fluida com a primeira trajetória de fluxo 162 do bocal de turbina 130. Um obturador 204 é disposto dentro da primeira abertura de resfriamento 196 para impedir fluxo de ar através da primeira abertura de resfriamento. Na realização exemplificadora, o obturador 204 está localizado na saída 200. Em outras realizações, o 15 obturador 204 pode ter qualquer localização adequada ao longo da primeira abertura de resfriamento 196. Na realização exemplificadora, o obturador 204 é formado a partir de um material endurecido (por exemplo, uma liga de solda forte, um elemento metálico puro, etc.) que tem uma temperatura de derretimento predeterminada. Em outras realizações, o obturador 204 pode ser 20 formado a partir de qualquer material adequado com uma temperatura de derretimento predeterminada que facilita a possibilidade do obturador 204 de funcionar como descrito no presente documento.

Durante a operação de motor de turbina a gás 100, o fluxo de ar através do sistema de ventilador 102 é fornecido ao sistema de compressor e 25 ar comprimido é entregue a partir do sistema de compressor 104 para o sistema de combustão 106. O ar comprimido é misturado com combustível a partir dos bocais de combustível 112, 114, 116, 118, 120, 122, e o fluxo de gases de combustão a partir do sistema de combustão 106 para o bocal de turbina 130 do sistema de turbina de alta pressão 108.

Na realização exemplificadora, devido ao fato de que os bocais de combustível 112, 114, 116, 118, 120, 122 são espaçados de modo circunferencial e podem liberar combustível a diferentes razões, regiões mais 5 quentes (“raias quentes”) podem existir no fluxo de gás de combustão anular para o bocal de turbina 130, e essas raias quentes de gases de combustão provavelmente estariam alinhadas de modo circunferencial com os bocais de combustível 112, 114, 116, 118, 120, 122. Mais especificamente, como mostrado na Figura 3, a primeira trajetória de fluxo 162 e a segunda trajetória 10 de fluxo 164 são alinhadas de modo circunferencial com o bocal de combustível 112 e assim poderiam receber uma primeira raia quente de gases de combustão, desse modo formando uma primeira região de raia quente 206 do bocal de turbina 130. A quinta trajetória de fluxo 170 e a sexta trajetória de fluxo 172 são alinhadas de modo circunferencial com o segundo bocal de 15 combustível 114 e assim poderiam receber uma segunda raia quente de gases de combustão, desse modo formando uma segunda região de raia quente 208 do bocal de turbina 130. A nona trajetória de fluxo 178 e a décima trajetória de fluxo 180 são alinhadas de modo circunferencial com o terceiro bocal de combustível 116 e assim poderiam receber uma terceira raia quente de gases 20 de combustão, desse modo formando uma terceira região de raia quente 210 do bocal de turbina 130. Por outro lado, uma terceira trajetória de fluxo 166 e uma quarta trajetória de fluxo 168 estão localizadas de modo circunferencial entre a primeira região de raia quente 206 e a segunda região de raia quente 208 do bocal de turbina 130 e assim provavelmente formam uma primeira 25 região refrigerante do bocal de turbina 130, e a sétima trajetória de fluxo 174 e a oitava trajetória de fluxo 176 estão localizadas de modo circunferencial entre a segunda região de raia quente 208 e a terceira região de raia quente 210 do bocal de turbina 130 e assim provavelmente formam uma segunda região refrigerante 214 do bocal de turbina 130. Dessa maneira, a segunda palheta 142 pode estar completamente dentro da primeira região de raia quente 206; a quarta palheta 146 provavelmente está completamente dentro da primeira região refrigerante 212; a sexta palheta 150 pode estar completamente dentro 5 da segunda região de raia quente 208; oitava palheta 154 provavelmente está completamente dentro da segunda região refrigerante 214; e a décima palheta 158 pode estar completamente dentro da terceira região de raia quente 210.

Na realização exemplificadora, a composição de obturadores 204 é selecionada de modo que a temperatura de derretimento predeterminada de 10 obturadores 204 esteja abaixo da temperatura antecipada de possíveis regiões de raia quente 206, 208, 210 do bocal de turbina 130 de modo que os obturadores 204 da segunda palheta 142, sexta palheta 150 e décima palheta 158 são configurados para derreter durante operação de motor de turbina a gás 100 se qualquer das regiões 206, 208, 210 acaba sendo região de raia quente 15 (isto é, se qualquer uma das palhetas 142, 150, 158 acaba atingindo a temperatura de derretimento predeterminada), desse modo possibilitando as palhetas de serem resfriadas por meio de ar refrigerante liberado através das saídas 200 das mesmas. Ainda assim, se qualquer das palhetas 142, 150, 158 acaba não estando dentro de uma região de raia quente 206, 208, 210 (isto é, 20 se qualquer das palhetas 142, 150, 158 acaba não atingindo a temperatura de derretimento predeterminada), os obturadores associados 204 permaneceriam duros o suficiente para impedir fluxo de ar através das saídas 200 dos mesmos. Dessa maneira, o ar refrigerante é liberado a partir somente daquelas palhetas que atingem uma temperatura para o qual resfriamento é desejado. 25 Na realização exemplificadora, todos os obturadores do bocal de turbina 130 são fabricados a partir do mesmo material (isto é, cada palheta 140, 142, 144, 146, 148, 150, 152, 154, 156, 158, 160 tem obturadores 204 com a mesma temperatura de derretimento predeterminada). Em outras realizações, o bocal de turbina 130 pode ter obturadores 204 feitos a partir de materiais que têm diferentes temperaturas de derretimento predeterminadas.

Deveria ser observado que as localizações de regiões de raia quente podem variar de motor para motor, dado que cada bocal de combustível de cada motor pode ter uma razão de liberação de combustível diferente. Em um exemplo, um primeiro motor e um segundo motor pode ter de modo diferente regiões de raia quente localizadas do bocal de estágio um. Como um resultado, um obturador do bocal de estágio um do primeiro motor pode derreter enquanto um obturador que tem a mesma localização de modo circunferencial no bocal de estágio um do primeiro motor pode não derreter. Para levar em consideração tal variação em localização, os componentes e métodos descritos acima possibilitam todas as aberturas de resfriamento de bocal de estágio um de serem preenchidas com obturadores que têm uma temperatura de derretimento predeterminada que é abaixo da temperatura esperada das regiões de raia quente. Dessa maneira, sem o transtorno da antecipação das localizações das raias quentes dentro de cada motor, o ar refrigerante pode ser liberado a partir somente daqueles componentes de motor que acabam experimentando a temperatura para qual resfriamento é desejado, ao mesmo tempo em que ar refrigerante não é liberado a partir daqueles componentes de motor para os quais resfriamento não é desejado.

Do mesmo modo, as temperaturas esperadas de regiões de raia quente podem variar de motor para motor e pode inclusive variar dentro de um mesmo motor. Para levar em consideração tal variação em temperatura, a composição dos obturadores pode ser escolhida a partir de uma pluralidade de 25 diferentes composições de obturadores que têm diferentes temperaturas de derretimento predeterminadas para se adequar às temperaturas de operação esperadas do motor (por exemplo, a composição dos obturadores pode ser escolhida a partir de uma primeira composição que tem uma primeira temperatura de derretimento predeterminada, uma segunda composição que tem uma segunda temperatura de derretimento predeterminada que é mais alta que a primeira temperatura de derretimento predeterminada e uma terceira composição que tem uma terceira temperatura de derretimento predeterminada 5 que é mais alta que a primeira temperatura de derretimento predeterminada e que a segunda temperatura de derretimento predeterminada). Dessa maneira, componentes em diferentes motores podem ser equipados com diferentes composições de obturador (por exemplo, uma primeira palheta de estator de um bocal de estágio um do primeiro motor pode ter uma composição de 10 obturador que é diferente da composição de uma primeira palheta de estator de um bocal de estágio um do segundo motor). Similarmente, aberturas de resfriamento em diferentes localizações no mesmo motor podem ser equipadas com diferentes composições de obturador (por exemplo, as aberturas de resfriamento de uma primeira palheta de estator em um bocal de estágio um do 15 primeiro motor pode ter uma composição de obturador que é diferente das aberturas de resfriamento de uma segunda palheta de estator no bocal de estágio um do primeiro motor de modo que a primeira palheta de estator e a segunda palheta de estator experimentam resfriamento a diferentes temperaturas de operação). Adicionalmente, as aberturas de resfriamento em 20 diferentes localizações no mesmo componente de motor podem ser equipadas com diferentes composições de obturador (por exemplo, uma pluralidade de primeiras aberturas de resfriamento em uma primeira palheta de estator pode ter uma composição de obturador, ao mesmo tempo em que uma pluralidade de segundas aberturas de resfriamento na mesma primeira palheta de estator 25 pode ter uma segunda composição de obturador, de modo que as primeiras aberturas de resfriamento se abrem a uma primeira temperatura predeterminada e as segundas aberturas de resfriamento se abrem a uma segunda temperatura predeterminada, desse modo propiciando, no que diz respeito a etapas, resfriamento da primeira palheta de estator).

Os métodos e sistemas descritos no presente documento facilitam a propiciação de um motor de turbina a gás com aberturas de resfriamento para resfriamento de componentes de motor. Os métodos e sistemas descritos no presente documento facilitam adicionalmente a configuração das aberturas de resfriamento do motor de turbina a gás de modo que o ar refrigerante é propiciado somente àqueles componentes de motor para os quais o resfriamento é desejado. Os métodos e sistemas descritos no presente documento também facilitam levar em consideração variação nas localizações e temperaturas de raias quentes pelo preenchimento de aberturas de resfriamento com obturadores que são configurados para derreter somente quando um limiar de temperatura predeterminada é alcançado, desse modo impedindo que áreas mais frias do motor de turbina a gás sejam resfriadas excessivamente e de modo indesejável. Desse modo, os métodos e sistemas descritos no presente documento facilitam a manutenção da vida útil do motor pelo resfriamento dos componentes para os quais resfriamento é desejado, ao mesmo tempo em que aprimora a eficiência geral de operação do motor pelo impedimento de liberação excessiva de ar refrigerante que resulta do resfriamento dos componentes de motor para os quais o resfriamento não é desejado.

Realizações exemplificadoras de um componente e método de fabricação do mesmo são descritos acima em detalhe. Os métodos e sistemas não são limitados às realizações específicas descritas no presente documento, mas de preferência os componentes dos métodos e sistemas podem ser 25 utilizados independentemente e separadamente dos outros componentes descritos no presente documento. Por exemplo, os métodos e sistemas descritos no presente documento podem ter outras aplicações industriais e/ou de consumidor e não são limitadas à prática somente com motores de turbina a gás como descrita no presente documento. De preferência, a presente invenção pode ser implantada e utilizada em conexão com várias outras indústrias.

Embora a invenção tenha sido descrita em termos de várias realizações específicas, aqueles versados na técnica irão reconhecer que a invenção pode ser colocada em prática com modificação dentro do espírito e âmbito das reivindicações.

Claims

Reivindicações

1. COMPONENTE, para um motor de turbina a gás (100), sendo que o dito componente compreende: uma abertura de resfriamento (194, 196); e um obturador (204) que preenche pelo menos uma porção da dita abertura de resfriamento para impedir fluxo de ar através da dita abertura de resfriamento, em que o dito obturador é configurado para derreter a uma temperatura predeterminada durante a operação do motor de turbina a gás para permitir o fluxo de ar através da dita abertura de resfriamento.

2. COMPONENTE, de acordo com a reivindicação 1, em que o dito componente é um dentre um componente de bocal de turbina, um componente de invólucro de turbina e um componente de lâmina de turbina.

3. COMPONENTE, de acordo com a reivindicação 1, em que a dita abertura de resfriamento (194, 196) é uma dentre uma abertura de resfriamento de filme, uma abertura de resfriamento de borda de fuga, uma abertura de resfriamento de ponta de aerofólio e uma abertura de resfriamento de borda de plataforma.

4. COMPONENTE, de acordo com a reivindicação 1, em que a dita abertura de resfriamento (194, 196) compreende uma entrada (198) e uma saída (200), sendo que o dito obturador (204) se encontra disposto na dita saída.

5. COMPONENTE, de acordo com a reivindicação 1, em que o dito obturador (204) é formado a partir de um material metálico endurecido.

6. COMPONENTE, de acordo com a reivindicação 1, em que o dito obturador (204) é formado a partir de um material de liga de solda forte endurecida.

7. MOTOR DE TURBINA A GÁS (100), que compreende: um sistema de combustão (106); e um sistema de turbina (108, 110) disposto à jusante do dito sistema de combustão, em que pelo menos um dentre o dito sistema de combustão e o dito sistema de turbina compreende um componente que compreende uma abertura de resfriamento (194, 196) e um obturador (204) que preenche pelo menos uma porção da dita abertura de resfriamento para impedir o fluxo de ar através da dita abertura de resfriamento, em que o dito obturador é configurado para derreter a uma temperatura predeterminada durante a operação do dito motor de turbina a gás para permitir o fluxo de ar através da dita abertura de resfriamento.

8. MOTOR DE TURBINA A GÁS (100), de acordo com a reivindicação 7, em que o dito componente é uma palheta de estator (140, 142, 144, 146, 148, 150, 152, 154, 156, 158, 160) que compreende um lado de sucção convexo (188), um lado de pressão côncavo (186), e uma passagem de fluxo de resfriamento interno (202), sendo que a dita abertura de resfriamento 15 (194,196) se estende através de um dentre o dito lado de sucção convexo e o dito lado de pressão côncavo de modo que a dita abertura de resfriamento se encontra em comunicação fluida com a dita passagem de fluxo de resfriamento.

9. MOTOR DE TURBINA A GÁS (100), de acordo com a reivindicação 7, em que a dita abertura de resfriamento (194, 196) compreende uma entrada (198) e uma saída (200), sendo que o dito obturador (204) se encontra disposto na dita saída.

10. MOTOR DE TURBINA A GÁS (100), de acordo com a reivindicação 7, em que o dito obturador (204) é formado a partir de um material de liga de solda forte endurecida.