BR102013003779A2

BR102013003779A2 - Estagio e pá de turbina

Info

Publication number: BR102013003779A2
Application number: BRBR102013003779-6A
Authority: BR
Inventors: Brian Chandler Barr; Brian David Keith; Gregory John Kajfasz; Prem Venugopal
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2012-02-29
Filing date: 2013-02-19
Publication date: 2014-08-26
Also published as: GB2501969A; SG193111A1; US20130224027A1; MY161316A; GB201303606D0; GB2501969B; US9103213B2; NO20130204A1; AU2013201301A1; AU2013201301B2; CN103291371A; CN103291371B

Abstract

ESTÁGIO E PÁ DE TURBINA Trata-se de um estágio de turbina que inclui uma série de aerofólios ligados a plataformas correspondentes para definir passagens de fluxo entre as mesmas. Cada aerofólio inclui lados de sucção e pressão opostos e se estende em corda entre bordos de ataque e fuga opostos. Cada plataforma tem uma superfície de fluxo dentada que inclui uma canaleta de drenagem que começa tangencialmente a em uma área de mistura da plataforma. A canaleta de drenagem se estende de forma axial em direção ao lado de sucção do aerofólio, à popa do bordo de ataque, para canalizar um fluxo de drenagem.

Description

“ESTÁGIO E PÁ DE TURBINA”

Fundamentos

A presente revelação refere-se de forma geral a motores de turbina a gás, qualquer turbomaquinário e, mais especificamente, a turbinas nos mesmos.

Em um motor de turbina a gás, o ar é pressurizado em um compressor e misturado com combustível em um combustor para gerar gases de combustão quentes. Estágios de turbina extraem energia dos gases de combustão para energizar o compressor enquanto também energiza um 10 ventilador a montante em uma aplicação de motor de aeronave de turboventilador ou energizar um eixo motor externo para aplicações marinhas e industriais.

Uma turbina de alta pressão (HPT) vem imediatamente após o combustor e inclui um bocal de turbina estacionário que descarrega gases de 15 combustão em uma série de pás de rotor de turbina de primeiro estágio giratórias que se estendem para fora de forma radial de um disco de rotor de suporte. A HPT pode incluir um ou mais estágios de pás de rotor e bocais de turbina correspondentes.

Logo após a HPT está uma turbina de baixa pressão (LPT) que normalmente inclui múltiplos estágios de pás de rotor e bocais de turbina correspondentes.

Cada bocal de turbina inclui uma série de lâminas de estator que têm paredes de extremidade externas e internas de forma radial na forma de bandas arqueadas que suportam as lâminas. De forma correspondente, as pás 25 de rotor de turbina incluem aerofólios unidos integralmente a paredes de extremidade internas de forma radial ou plataformas suportadas por sua vez por caudas de andorinha correspondentes que fornecem a montagem das pás individuais em ranhuras do tipo cauda de andorinha formadas no perímetro do disco de rotor de suporte. Um envoltório anular cerca as pontas externas de forma radial dos aerofólios de rotor em cada estágio de turbina.

As lâminas de estator e pás de rotor têm aerofólios correspondentes que incluem geralmente lados de pressão côncavos e, 5 geralmente, lados de sucção convexos que se estendem de forma axial em corda entre bordos de ataque e fuga opostos. Lâminas adjacentes e pás adjacentes formam passagens de fluxo correspondentes entre as mesmas presas pelas paredes de extremidade internas e externas de forma radial.

Durante a operação, gases de combustão são descarregados do 10 combustor e fluem de forma axial a jusante como um fluxo de núcleo através das passagens de fluxo respectivas definidas entre as lâminas de estator e pás de rotor. Além disso, ar de drenagem de uma cavidade de drenagem que existe a montante do bordo de ataque de aerofólio é descarregado como um fluxo de drenagem que evita ingestão de fluxo de núcleo quente abaixo do percurso de 15 gás principal e potencialmente fornece um efeito de resfriamento às plataformas e aerofólios. Os contornos aerodinâmicos das lâminas e pás e passagens de fluxo correspondentes entre os mesmos são precisamente configurados para maximizar extração de energia dos gases de combustão que, por sua vez, giram o rotor a partir do qual as pás se estendem.

A configuração tridimensional (3D) complexa dos aerofólios de

lâmina e pá é personalizada para maximizar eficiência de operação e varia de forma radial em envergadura ao longo dos aerofólios assim como de forma axial ao longo das cordas dos aerofólios entre os bordos de ataque e fuga. Consequentemente, as distribuições de velocidade e pressão dos gases de 25 combustão e ar de drenagem sobre as superfícies de aerofólio assim como dentro das passagens de fluxo correspondentes também variam.

Perdas de pressão indesejáveis nos percursos de fluxo de gás de combustão, portanto, correspondem a uma redução indesejável na aerodinâmica da turbina e eficiência geral da turbina. Por exemplo, os gases de combustão entram nas séries correspondentes de lâminas e pás nas passagens de fluxo entre as mesmas e são necessariamente divididos nos respectivos bordos de ataque dos aerofólios. Além disso, mistura do fluxo de ar de drenagem e do fluxo de núcleo pode levar a ineficiência da turbina.

O local de ponto de estagnação dos gases de combustão incidentes se estende ao longo do bordo de ataque de cada aerofólio e camadas de limite correspondentes são formadas ao longo dos lados de pressão e sucção de cada aerofólio, assim como ao longo de cada parede de 10 extremidade externa e interna de forma radial que prende, de forma coletiva, os quatro lados de cada passagem de fluxo. Nas camadas de limite, a velocidade local dos gases de combustão varia de zero ao longo das paredes de extremidade e superfícies de aerofólio até a velocidade irrestrita nos gases de combustão onde as camadas de limite terminam.

Perdas de turbina podem ocorrer a partir de uma variedade de

fontes, por exemplo, fluxos secundários, mecanismo de perda por choque e perdas por mistura. Uma fonte comum de perdas de pressão de turbina é a formação de vórtices em ferradura gerados conforme os gases de combustão são divididos em sua viagem ao redor dos bordos de ataque de aerofólio. Um 20 gradiente de pressão total é afetado no fluxo de camada de limite na junção do bordo de ataque e das paredes de extremidade do aerofólio. Esse gradiente de pressão nos bordos de ataque de aerofólio forma um par de vórtices em ferradura em contrarotação que viajam a jusante nos lados opostos de cada aerofólio próximo à parede de extremidade. Os dois vórtices viajam à popa ao 25 longo dos lados de pressão e sucção opostos de cada aerofólio e se comportam de forma diferente devido às distribuições de velocidade e pressão diferentes ao longo dos mesmos. Por exemplo, análise computacional indica que o vórtice de lado de sucção migra para fora da parede de extremidade em direção ao bordo de fuga de aerofólio e então interage a seguir o bordo de fuga de aerofólio com o vórtice de lado de pressão a fluir à popa do mesmo.

A interação da pressão e vórtices de lado de sucção ocorre próxima à região de meia-envergadura dos aerofólios e cria perda de pressão total e uma redução correspondente na eficiência de turbina. Esses vórtices também criam turbulência e aumentam aquecimento indesejável das paredes de extremidade.

Uma vez que os vórtices em ferradura são formados nas junções de pás de rotor de turbina e suas plataformas raiz integrais, assim como as 10 junções de lâminas de estator de bocal e suas bandas externa e interna, perdas correspondentes em eficiência de turbina são criadas, assim como aquecimento adicional dos componentes de parede de extremidade correspondentes.

De forma similar, gradientes de pressão de passagem transversal entre a pressão e o lado de sucção da pá leva ao crescimento de estruturas de fluxo secundárias e vórtices que alteram a aerodinâmica desejada da pá, o que leva ao crescimento de perdas em eficiência de turbina assim como ao aquecimento possível das paredes de extremidade e até mesmo da pá.

Nos bordos de ataque das pás de turbina e, mais particularmente 20 em uma junção do bordo de ataque e da cavidade de drenagem de bordo de ataque, estruturas de fluxo secundárias e mistura de um fluxo de drenagem da cavidade de drenagem de bordo de ataque, resultam em perdas por mistura. Além disso, as estruturas de fluxo secundárias resultam na mistura do fluxo de drenagem com o fluxo de núcleo principal, o que resulta em uma trajetória do 25 fluxo de drenagem que é remota à plataforma. Essas estruturas de fluxo secundárias resultam em altas concentrações de calor na área onde a pá de turbina se junta à estrutura de parede de extremidade de pá.

Consequentemente, é desejado fornecer um estágio de turbina melhorado para reduzir influências de vórtice de fluxo secundário e ferradura, assim como aumenta carga aerodinâmica enquanto controla distribuição de calor e eficiência ou melhora eficiência e carga termal enquanto mantém carga aerodinâmica e/ou produção de torque.

Breve Descrição

De acordo com uma realização exemplificativa, é revelado um estágio de turbina de superfície dentada com uma canaleta de drenagem. O estágio de turbina que compreende uma série de aerofólios unidos de forma integral a plataformas correspondentes e afastados lateralmente para definir passagens de fluxo respectivas entre os mesmos para canalização de gases. Cada uma das passagens de fluxo tem uma largura. Cada um dos ditos aerofólios incluem um lado de pressão côncavo e um lado de sucção convexo lateralmente oposto que se estende em corda entre bordos de ataque e fuga opostos. Pelo menos algumas das ditas plataformas têm uma superfície de fluxo dentada que inclui uma canaleta de drenagem que se estende tangencialmente em uma área de mesclagem e pelo menos uma porção de uma parede de cavidade de drenagem da plataforma e que se estende de forma axial em direção ao lado de sucção do aerofólio, à popa do bordo de ataque, para canalizar um fluxo de drenagem.

De acordo com outra realização exemplificativa, é revelado um estágio de turbina de superfície dentada com uma canaleta de drenagem. O estágio de turbina que compreende uma série de aerofólios unidos de forma integral a plataformas correspondentes e afastados lateralmente para definir 25 passagens de fluxo respectivas entre os mesmos para canalização de gases. Cada uma das passagens de fluxo tem uma largura definida. Cada um dos ditos aerofólios inclui um lado de pressão côncavo e um lado de sucção convexo lateralmente oposto que se estende em corda entre bordos de ataque e fuga opostos. Pelo menos algumas das ditas plataformas têm uma superfície de fluxo dentada que inclui uma canaleta de drenagem que se estende de forma tangencial para dentro de uma área de mesclagem e pelo menos uma porção de uma parede de cavidade de drenagem da 5 plataforma, uma protuberância adjacente ao dito lado de pressão à popa do dito bordo de ataque e um sulco adjacente à canaleta de drenagem e ao dito lado de sucção à popa do dito bordo de ataque dos ditos aerofólios respectivos. A canaleta de drenagem se estende de forma axial em direção ao lado de sucção do aerofólio para mesclagem com o sulco e canalizar um 10 fluxo de drenagem.

De acordo com ainda outra realização exemplificativa, é revelado um estágio de turbina de superfície dentada com uma canaleta de drenagem. O estágio de turbina compreende uma pá de turbina. A pá de turbina compreende um aerofólio unido de forma integral a uma plataforma e tem lados 15 de sucção e pressão opostos lateralmente que se estendem em corda entre bordos de ataque e fuga opostos de forma axial. A plataforma inclui uma canaleta de drenagem que se estende de forma tangencial para dentro de uma área de mesclagem e pelo menos uma porção de uma parede de cavidade de drenagem da plataforma. A canaleta de drenagem se estende de forma axial 20 em direção ao lado de sucção do aerofólio, à popa do bordo de ataque, para canalizar um fluxo de drenagem.

Outros objetivos e vantagens da presente revelação se tornarão aparentes mediante leitura da seguinte descrição detalhada e das reivindicações em anexo com referência aos desenhos em anexo. Essas e 25 outras características e melhorias do presente pedido se tornarão aparentes a um versado na técnica mediante revisão da seguinte descrição detalhada quando considerada em conjunto com os diversos desenhos e com as reivindicações em anexo. Desenhos

As características acima e outras características, aspectos e vantagens da presente revelação se torarão melhor compreendidos quando a seguinte descrição detalhada é lida com referência aos desenhos em anexo nos quais caracteres semelhantes representam partes semelhantes por todos os desenhos, em que:

A Figura 1 é uma vista em elevação de frente à popa de pás de turbina exemplificativas em uma série de estágio de turbina de acordo com uma realização;

A Figura 2 é uma vista em corte planiforme através das pás

ilustradas na Figura 1 e feita ao longo da linha 2-2 da Figura 1 de acordo com uma realização;

A Figura 3 é uma vista isométrica do lado de sucção das pás ilustradas na Figura 1 de acordo com uma realização;

A Figura 4 é uma vista isométrica do lado de pressão das pás

ilustradas na Figura 1 de acordo com uma realização;

A Figura 5 é uma vista isométrica de frente à popa das pás ilustradas na Figura 1 de acordo com uma realização;

A Figura 6 é uma vista em elevação de frente à popa das pás de

turbina exemplificativas em uma série de estágio de turbina de acordo com outra realização; e

A Figura 7 é uma vista em corte planiforme através das pás ilustradas na Figura 6 e feita ao longo da linha 7-7 da Figura 6 de acordo com uma realização.

Descrição Detalhada

Com referência aos desenhos em que números de referência idênticos denotam os mesmos elementos por todas as várias vistas, são ilustradas na Figura 1 duas pás de rotor de turbina exemplificativas de primeiro estágio 10 que são circunferencialmente adjacentes uma a outra em uma série completa das mesmas em um estágio de turbina correspondente de um motor de turbina a gás. Conforme indicado acima, gases de combustão 12 são formados em um combustor convencional (não mostrado) e descarregados na 5 direção a jusante axial através da série de pás de turbina 10 como um fluxo de núcleo 13. As pás de turbina 10 extraem energia dos gases de combustão 12 para energizar um disco de rotor de suporte (não mostrado) no qual as pás 10 são montadas.

O estágio de turbina inclui uma série completa das pás 10, sendo 10 que cada pá 10 tem um aerofólio correspondente 14 unido de forma integral em uma extremidade de raiz a uma parede de extremidade interna de forma radial correspondente ou plataforma 16. Cada plataforma 16 é, por sua vez, unida de forma integral a uma cauda de andorinha de entrada axial correspondente 18 convencionalmente configurada para suportar a pá de turbina correspondente 15 10 no perímetro do disco de rotor.

Cada aerofólio 14 inclui um lado de pressão geralmente côncavo e um lado de sucção geralmente convexo 22, oposto de forma lateral ou circunferencial, que se estende de forma axial em corda entre bordos de ataque e fuga opostos 24, 26, respectivamente. Os dois bordos 24, 26 se estendem de forma radial em envergadura da raiz a ponta do aerofólio 14.

Conforme mostrado nas Figuras 1 e 2, cada aerofólio 14 pode ser oco e inclui um circuito de resfriamento interno 28 preso pelos lados de pressão e sucção opostos 20, 22. O circuito de resfriamento 28 pode ter qualquer configuração convencional e inclui canais de admissão que se estendem por 25 toda a plataforma 16 e cauda de andorinha 18 para receber ar de resfriamento 30 drenado do compressor do motor (não mostrado).

O ar de resfriamento 30 é, normalmente, descarregado de cada aerofólio 14 através de diversas séries de orifícios de resfriamento de filme 32 localizados onde desejado nos lados de pressão e sucção 20, 22 do aerofólio

14 e normalmente concentrados próximos ao bordo de ataque 24 do mesmo. Cada aerofólio 14 normalmente também inclui uma série de orifícios de resfriamento de bordo de fuga 34 que emergem pelo lado de pressão 20 do aerofólio 14 pouco antes do fino bordo de fuga 26 do mesmo.

As pás de turbina exemplificativas 10 ilustradas nas Figuras 1 e 2 podem ter qualquer configuração convencional do aerofólio 14, plataforma 16, e cauda de andorinha 18 para extrair energia dos gases de combustão 12 durante operação. Conforme indicado acima, a plataforma 16 é unida de forma 10 integral à extremidade de raiz do aerofólio 14 e define o limite de fluxo interno de forma radial para os gases de combustão 12 ou o fluxo de núcleo 13.

As pás 10 são montadas em uma série ao redor do perímetro do disco de rotor, com os aerofólios adjacentes 14 sendo afastados de forma circunferencial ou lateral para definir, entre os mesmos, passagens de fluxo 36 15 que têm uma largura de passagem “x” definida entre bordos de ataque adjacentes 24 (conforme melhor ilustrado na Figura 2) para canalizar os gases de combustão 12 e um fluxo de drenagem 15 de ar de drenagem de uma cavidade de fluxo de drenagem (não mostrada) de forma axial na direção a jusante durante operação.

Cada passagem de fluxo entre aerofólios 36 no estágio de turbina

ilustrado nas Figuras 1 e 2 é, portanto, definido e preso pelo lado de pressão 20 de um aerofólio 14, o lado de sucção 22 do próximo aerofólio adjacente 14, as porções de lado de sucção e de pressão correspondentes 20, 22 das plataformas adjacentes 16, e o envoltório de turbina externo de forma radial 25 (não mostrado) que cerca as extremidades de ponta externa de forma radial dos aerofólios 14 na série completa de pás de turbina 10.

Conforme indicado acima na seção de Fundamentos, os gases de combustão 12 fluem através das passagens de fluxo correspondentes 36 como o fluxo de núcleo 13 durante operação e são, necessariamente, divididos pelos aerofólios individuais 14. Os gases de combustão em alta velocidade são divididos, de forma circunferencial, nos bordos de ataque correspondentes de aerofólio 24 com uma pressão de estagnação na mesma, e com a formação de 5 camadas de limite correspondentes ao longo dos lados de pressão e sucção opostos 20, 22 do aerofólio 14. Ademais, os gases de combustão 12 também formam uma camada de limite ao longo das plataformas de pá individuais 16 conforme os gases são divididos ao redor do bordo de ataque de aerofólio 24 em sua junção à plataforma 16.

Além disso, o ar de drenagem flui da cavidade de fluxo de

drenagem que existe a montante dos aerofólios 14 pelas passagens de fluxo correspondentes 36 como o fluxo de drenagem 15. Minimizar uma ejeção do fluxo de drenagem 15 como uma porcentagem do fluxo de núcleo 13 leva a um aumento da pressão estática a jusante do aerofólio 14. Esse efeito contribui 15 para mover o choque do bordo de fuga 26 a montante o que, dessa forma, diminui a perda de bordo de fuga nos aerofólios 14.

O fluxo de núcleo dividido 13 ao longo das plataformas de pá 16 resulta em um par de vórtices em ferradura em contrarotação que fluem de forma axial a jusante pelas passagens de fluxo 36 ao longo dos lados de 20 pressão e sucção opostos 20, 22 de cada aerofólio 14. Esses vórtices em ferradura criam turbulência nas camadas de limite, e migram de forma radial para fora em direção às regiões de meia envergadura dos aerofólios 14 e criam perdas de pressão total e reduzem a eficiência de turbina. Os vórtices em ferradura são energizados pela presença da cavidade de drenagem e fluxo de 25 drenagem 15 que modificam o gradiente de pressão estática de passagem transversal.

O estágio de rotor de turbina exemplificativo ilustrado na Figura 1 pode ter qualquer configuração convencional tal como aquela projetada especificamente como um rotor HPT de primeiro estágio para extrair energia dos gases de combustão 12 para energizar o compressor de uma maneira comum. Conforme ilustrado, os gases de combustão incidentes 12 são divididos ao longo dos bordos de ataque de aerofólio 24 para fluir de forma 5 axial através das passagens de fluxo correspondentes 36 como o fluxo de núcleo 13 na direção a jusante enquanto os fluxos de ar de drenagem incidentes através de uma área de ressalto ou área de mesclagem 40 das plataformas 16, em que a área de mesclagem 40 é definida como o raio entre uma parede de cavidade de drenagem 41 e a superfície da plataforma 16. O ar 10 de drenagem flui e mistura com o fluxo de núcleo 13 para fluir de forma axial através das passagens de fluxo correspondentes 36 como o fluxo de drenagem 15 na direção a jusante.

O perfil côncavo dos lados de pressão 20 e o perfil convexo dos lados de sucção 22 são configurados especificamente para efetuar diferentes 15 distribuições de velocidade e pressão para maximizar extração de energia dos gases de combustão 12. As plataformas 16 definem paredes de extremidade internas de forma radial que prendem os gases de combustão 12, em que os gases também ficam presos radial e externamente por meio de um envoltório de turbina circundante (não mostrado).

Na configuração ilustrada, os gases de combustão incidentes 12

na junção das plataformas 16 e bordos de ataque 24 são sujeitos aos vórtices em ferradura, alimentados pela modificação do gradiente de pressão estática de passagem transversal pelo fluxo de drenagem 15. Os gases de combustão 12 progridem através das passagens de fluxo 36 junto à pressão oposta 20 e 25 lados de sucção 22 dos aerofólios 14. Conforme indicado acima, esses vórtices criam turbulência, diminuem a eficiência aerodinâmica do estágio de turbina e aumentam a transferência de calor das plataformas 16.

Consequentemente, as plataformas 16 ilustradas inicialmente na Figura 1 são especificamente configuradas com superfícies de fluxo contornadas ou dentadas que minimizam mistura do fluxo de drenagem 15 com o fluxo de núcleo 13 para minimizar perdas e prender os gases de combustão 12 para reduzir a intensidade dos vórtices em ferradura. Uma primeira 5 configuração exemplificativa das plataformas dentadas 16 é mostrada geralmente na Figura 1 com isóclinas de elevação comum de uma plataforma simétrica ao eixo de forma nominal. A Figura 2 ilustra com mais detalhes as isóclinas da Figura 1 em vista planiforme. Uma segunda configuração exemplificativa das plataformas dentadas 16 é mostrada de forma geral na 10 Figura 6 e na Figura 7 que ilustram isóclinas de elevação comum de plataforma simétrica ao eixo de forma nominal e uma ilustração mais detalhada das isóclinas em vista planiforme, respectivamente.

Com referência, mais especificamente, às Figuras 1 e 2, dinâmica de fluído computacional moderna foi usada para estudar e definir os contornos 15 3D das plataformas 16 para enfraquecer os vórtices em ferradura e minimizar mistura do fluxo de drenagem 15 com o fluxo de núcleo 13 e ingestão na cavidade de drenagem enquanto, de forma correspondente, melhora eficiência aerodinâmica de turbina. As plataformas dentadas 16 ilustradas nas Figuras 1 e 2 incluem um dente ou uma canaleta de drenagem 38 configurada para 20 estender na área de mesclagem 40 e pelo menos uma porção de uma parede de cavidade de drenagem 41 da plataforma 16, que tem uma elevação menor (-) em relação a uma superfície de plataforma simétrica ao eixo nominal de uma plataforma convencional que define a superfície de referência zero (Θ) e forma um recesso ou canaleta na mesma que modifica a área de mesclagem 25 40 e pelo menos uma porção da cavidade de parede 41. Na realização ilustrada, a canaleta de drenagem 38 é formada de forma tangencial na área de mesclagem 40 e se estende na cavidade de parede de drenagem 41 que tem uma localização de profundidade máxima aproximadamente no meio da largura “x” de passagem 36, entre os bordos de ataque 24 de aerofólios adjacentes 14, pode se estender em uma direção lateral aproximadamente 60% da largura “x” da passagem 38. Em uma realização alternativa, a canaleta de drenagem 38 pode ser formada de forma tangencial na área de mesclagem 40 e se estender 5 em pelo menos uma porção da cavidade de parede de drenagem 41 e que tem uma localização de profundidade máxima em qualquer ponto entre -10% e 60% da largura “x” de passagem 36 entre os bordos de ataque 24 de aerofólios adjacentes 14, em que tal medição é medida pelo começo do bordo de ataque

24 de um primeiro aerofólio 14 em direção ao lado de sucção 22 do primeiro aerofólio 14 e se estende em direção ao bordo de ataque 24 de um segundo aerofólio adjacente 14 no lado de pressão 20. Em uma realização, a canaleta de drenagem 38 pode se estender em uma direção lateral de, aproximadamente, 60% da largura “x” da passagem 38. Em ainda outra realização, a canaleta de drenagem 38 pode ser formada substancialmente tangencial na área de mesclagem 40 e se estende em pelo menos uma poção da cavidade de parede de drenagem 41 e que tem uma localização de profundidade máxima em qualquer ponto entre -10% e 60% da largura “x” da passagem 36 entre os bordos de ataque 24 de aerofólios adjacentes 14 conforme descrito anteriormente e localizada em uma position de forma axial a jusante aos bordos de ataque 24 e dentro da passagem 36 formada entre os mesmos.

A canaleta de drenagem 38 é configurada para modificar a área de mesclagem 40 e pelo menos uma porção da parede de cavidade de drenagem 41 do aerofólio 14 para facilitar o fluxo de drenagem 15 no fluxo de 25 núcleo 13. Mais especificamente, a canaleta de drenagem 38 é configurada para manter uma trajetória do fluxo de drenagem 15 próxima à plataforma 16 no lado de sucção 22 para minimizar um corrente descendente subsequente do fluxo de núcleo quente 13 no lado de pressão 20 do aerofólio 14 para retropreenchimento com fluído. A canaleta de drenagem 38 e o fluxo de drenagem 15 servem para modificar o gradiente de pressão estática de passagem transversal que energiza os vórtices em ferradura.

Adicionalmente, a presença da canaleta de drenagem 38 permite 5 a manipulação do perfil térmico operacional no bordo de ataque 24 do aerofólio 14. Isso é devido à modificação no fluxo de drenagem 15 poder mudar ou causar uma redução de mistura convectiva e/ou transferência de calor que podem, normalmente, levar o fluxo de núcleo 13 a entrar em contato com as paredes de extremidade. Esse aspecto da presente revelação permite a 10 manipulação do perfil térmico através da redução na mistura do fluxo de drenagem 15 com o fluxo de núcleo 13. Assim, uma distribuição térmica desejada pode ser alcançada e pode ser otimizada, o que resulta em uma redução do resfriamento necessário.

Em uma realização, uma saliência ou protuberância opcional local 15 46 pode ser incluída além da canaleta de drenagem 38, que se ergue para cima (+) na passagem de fluxo 36 em relação à superfície de referência simétrica ao eixo nominal (Θ). Além disso, em ainda outra realização, um sulco integral ou sulco 48 pode ser incluído além da canaleta de drenagem 38 que tenha uma elevação menor (-) em relação à superfície de plataforma simétrica 20 ao eixo nominal (Θ) para formar um recesso na mesma. Em ainda outra realização adicional, uma protuberância 46 e um sulco 48 podem ser incluídos além da canaleta de drenagem 38.

Deve ser notado que os tamanhos e espaçamentos específicos dos aerofólios 14 são selecionados para um projeto de motor em particular e 25 razão de fluxo de massa pelo mesmo. As paredes laterais arqueadas dos aerofólios 14 normalmente definem uma passagem de fluxo 36 entre as mesmas de forma circunferencial que converge na direção a jusante axial dos bordos de ataque 24 para os bordos de fuga 26. O bordo de fuga 26 de um aerofólio 14 normalmente forma um gargalo de área de fluxo mínima ao longo de sua interseção perpendicular próxima à meia corda do lado de sucção 22 de um aerofólio adjacente 14. A área de fluxo da passagem de fluxo 36, que inclui a área de fluxo mínima do 5 gargalo da mesma, é pré-selecionada para uma dada aplicação de motor e, portanto, é controlada tanto pela parede de extremidade interna de forma radial definida pela plataforma 16 quanto pelas paredes de extremidade externas de forma radial definidas pelo envoltório de turbina (não ilustrado).

A superfície de plataforma de referência pode, portanto, ser 10 convenientemente definida como a superfície simétrica ao eixo convencional definida por arcos circulares ao redor da circunferência do estágio de turbina e pode ser usada como a elevação de referência zero ilustrada na Figura 2. Em uma realização que inclui uma canaleta de drenagem 38, uma protuberância 46 e um sulco 48, a protuberância 46 se ergue para fora em elevação (+) do plano 15 ou superfície de referência zero, enquanto que a canaleta de drenagem 38 e o sulco 48 se estendem em profundidade (-) abaixo do plano ou superfície de referência. Dessa forma, a canaleta 38, a protuberância 46 e o sulco 48 podem complementar e desviar uma a outra para manter a área de fluxo desejada ou dada para cada passagem de fluxo 36.

As canaletas de drenagem 38, as protuberâncias 46 e os sulcos

48 ilustrados nas Figuras 1 e 2 são, preferencialmente, localizados especificamente para reduzir a intensidade dos vórtices em ferradura, o que minimiza perdas devido a fluxos secundários, minimiza mistura do fluxo de drenagem 15 de uma cavidade de drenagem de bordo de ataque com o fluxo 25 de núcleo principal 13, minimiza a ingestão do fluxo de núcleo quente na cavidade de drenagem e modifica o gradiente de pressão estática de passagem transversal que energiza os vórtices em ferradura, tudo o que melhora eficiência aerodinâmica de turbina. Na realização ilustrada, a canaleta de drenagem 38 é configurada em uma posição próxima ao bordo de ataque 24 no lado de sucção 22 e é formada para se estender sobre o ressalto ou área de mesclagem 40, da plataforma 16. A protuberância 46 é configurada para se unir diretamente o lado de pressão de aerofólio 20 em uma posição a jusante, 5 ou à popa, do bordo de ataque 24. O sulco 48 é configurado para unir diretamente a canaleta de drenagem 38 e o lado de sucção de aerofólio 22 à popa do bordo de ataque 24.

Pelo uso da canaleta de drenagem 38, o fluxo de drenagem 15 é facilitado no fluxo de núcleo 13 com a trajetória do fluxo de drenagem 15 10 mantida próxima à plataforma 16 conforme é supensa além da plataforma 16 no lado de sucção 22. Isso minimiza uma corrente descendente subsequente do fluxo de núcleo quente 13 no lado de pressão 20. O resultado é um fluxo de fluído menos misturado que sai das passagens de fluxo 36.

Pela incorporação da protuberância de bordo de ataque 46 e 15 sulco 48 em uma realização que inclui a canaleta de drenagem 38, os vórtices em ferradura entrantes podem ser desviados pela curvatura aerodinâmica local dos gases de combustão 12 ao redor da protuberância 46. De forma correspondente, a migração para fora e forma radial dos vórtices em ferradura pode ser interrompida precocemente na passagem de fluxo 36 pelo sulco 48.

Conforme previamente aludido, a canaleta de drenagem 38 é

efetiva para mudar o ponto de estagnação local na raiz do aerofólio, o que guia o fluxo de drenagem no fluxo de núcleo e controla, desse modo, a quantidade de mistura que ocorre, assim como controla a trajetória do fluxo de drenagem e sua consolidação subsequente com o lado de sucção lateral do vórtice em ferradura.

Quando incluídos, a protuberância 46 e o sulco 48 são efetivos para reduzir aceleração de fluxo dos gases de combustão 12, o que aumenta pressão estática local, altera gradientes na pressão de gás, reduz estiramento de vórtice e reduz reorientação dos vórtices em ferradura conforme os mesmos viajam a jusante através das passagens de fluxo 36. Esses efeitos combinados limitam a habilidade dos vórtices em ferradura para migrar para forma de forma radial ao longo do lado de sucção de aerofólio 22 e reduz a intensidade de vórtice e, por sua vez, aumenta a eficiência geral do estágio de turbina.

Conforme indicado acima, a Figura 2 é uma vista planiforme das plataformas 16 com isóclinas de elevação igual em relação à superfície de referência zero. A Figura 3 ilustra as plataformas 16 em uma vista isométrica com linhas de gradiente de superfície sobrepostas para enfatizar o contorno 10 variado 3D das plataformas 16 entre as extremidades à popa e à frente de cada plataforma 16 e de forma circunferencial ou lateral entre aerofólios adjacentes 14.

Uma vez que as plataformas 16 se estendem em ambos os lados de cada aerofólio 14, normalmente com pequenas extensões à frente do bordo de ataque 24 e à popa do bordo de fuga 26, a canaleta de drenagem 38, a protuberância elevada 46 e o sulco em recesso 48 irão ter uma transição suave entre si de uma forma preferida para minimizar mistura do fluxo de drenagem e reduzir a intensidade dos vórtices em ferradura. Preferencialmente, a protuberância 46 diminui em altura ou elevação conforme se estende à popa e de forma lateral ao longo do lado de pressão 20 para se ligar ao sulco 48 ao longo do lado de sucção 22 e a canaleta de drenagem 38 se estende na área de mesclagem 40 da plataforma 16 em direção à cavidade de drenagem. O sulco 48 se estende ao longo do lado de sucção 22 entre os bordos de ataque e fuga 24, 26, que começam, por exemplo, próximos ao bordo de ataque 24 e se mesclagem com a canaleta de drenagem 38 e termina, aproximadamente, a no meio do caminho para o aerofólio 14 em direção ao bordo de fuga 26.

As Figuras de 2 a 4 ilustram melhor que a canaleta de drenagem 38 é configurada de forma lateral fora do centro com profundidade máxima no lado de sucção 22 a frente do bordo de ataque 24 de forma a se estender na área de mesclagem 40 da plataforma 16. A canaleta de drenagem 38 mesclagem adicionalmente no sulco 48 à popa do bordo de ataque 24.

As Figuras 2 e 4 ilustram melhor que a protuberância 46 é 5 centralizada com altura máxima no lado de pressão 20 do aerofólio 14, à popa do bordo de ataque 24, e diminui em altura à popa do bordo de ataque 24 e em direção ao bordo de fuga 26, assim como de forma lateral ou circunferencial do lado de pressão 20 de um aerofólio 14 em direção ao lado de sucção 22 do próximo aerofólio adjacente 14.

As Figuras 2 e 5 ilustram melhor que o sulco 48 é centralizado

com uma profundidade máxima no lado de sucção 22 próxima à espessura lateral máxima de cada aerofólio em sua região de ponto crítico e mesclagem popa do bordo de ataque 24 na canaleta de drenagem 38 enquanto diminui em profundidade em direção ao bordo de fuga 26, assim como em forma lateral ou 15 circunferencial do lado de sucção 22 de um aerofólio 14 em direção ao lado de pressão 20 do próximo aerofólio adjacente 14 onde se mesclagem com a protuberância elevada 46.

A Figura 4 ilustra de forma esquemática os gases de combustão incidentes 12 que têm uma camada de limite correspondente na qual a 20 velocidade gases de combustão 12 é zero diretamente na superfície de fluxo da plataforma 16 e aumenta rapidamente para a velocidade de fluxo livre. A espessura da camada de limite abrange de, aproximadamente, dois por cento até, aproximadamente, 15 por cento da altura radial ou envergadura do aerofólio 14. Além disso, é ilustrado o fluxo de drenagem incidente 15 sobre a 25 canaleta de drenagem 38. A magnitude da inclinação da plataforma que cerca a canaleta de drenagem 38 e a protuberância opcional 46 e o sulco 48 pode ser relativamente pequena para especificamente minimizar perdas devido a fluxos secundários, minimizar mistura do fluxo de drenagem 15 com o fluxo de núcleo 13 e reduzir a intensidade dos vórtices em ferradura para aumentar eficiência aerodinâmica de turbina.

A canaleta de drenagem 38 conforme mostrada nas Figuras 2 e 4 tem uma profundidade máxima que pode escalonar com o nível de fluxo de drenagem. A protuberância 46, conforme mostrada nas Figuras 2 e 4, tem uma altura máxima que é geralmente igual à espessura da camada de limite de gases ^de combustão entrante 12 conforme eles são, primeiro, canalizados através das plataformas 16. De forma correspondente, o sulco 48 tem uma profundidade máxima menor que, aproximadamente, a altura máxima da protuberância 46. Na Figura 2, as isóclinas foram rotuladas com números arbitrários da superfície de referência zero, sendo que a protuberância 46 aumenta em altura até uma magnitude exemplificativa de, aproximadamente, +6, sendo que o sulco 48 aumenta em profundidade até uma profundidade máxima de, aproximadamente, -5, e a canaleta de drenagem 38 mescla com o sulco 48 e na área de mesclagem 40 da plataforma 16 e que tem uma profundidade máxima de, aproximadamente, -3.

Esses números exemplificativos são meramente representativos do contorno variado da plataforma dentada 16. As magnitudes reais da canaleta de drenagem 38, da protuberância 46 e do sulco 48 serão 20 determinadas para cada projeto em particular, com a profundidade máxima da canaleta de drenagem 38 abrangendo de 0,25 mm a 1,125 mm e o sulco abrangendo de, aproximadamente, 0,925 mm a, aproximadamente, 1,6 mm e a altura da protuberância 46 abrangendo de, aproximadamente, 1 mm (40 mils) a, aproximadamente, 11,4 mm (450 mils) para aerofólios de turbina 25 abrangendo em altura de 5 cm a, aproximadamente, 7,5 cm.

As Figuras 2 e 4 também ilustram que a canaleta de drenagem 38 é, de forma geral, semiesférica tangencialmente à cavidade de drenagem e, mais particularmente, na área de mesclagem 40 da plataforma 16, e, de forma geral, côncavo de forma lateral de sua origem de profundidade máxima que é posicionada diretamente na e se estendendo ao longo da área de mesclagem 40 da plataforma 16 entre o bordo de ataque 24 e o lado de sucção 22 do aerofólio 14. A canaleta de drenagem 38 se estende à popa em direção ao 5 bordo de fuga 26 para misturar ou em transição suave no sulco 48 quando presente. A protuberância 46 é, de forma geral, semiesférica em oposição ao lado de pressão 20 do aerofólio 14 e, de forma geral, convexa tanto para frente do bordo de ataque 24 quanto na direção à popa em direção ao bordo de fuga 26. No plano axial que se estende de forma circunferencial entre os bordos de 10 ataque 24 da série de aerofólios, as protuberâncias 46 são cônicas na seção entre as porções convexas à frente e à popa das mesmas na realização exemplificativa ilustrada na Figura 4 para a qual análise de fluxo computacional antecipa uma redução significativa na intensidade de vórtice e migração. O sulco exemplificativo 48 ilustrado nas Figuras 2 e 5 é, de forma geral, côncavo 15 lateralmente de sua origem de profundidade máxima que é posicionada diretamente no lado de sucção de cada aerofólio 14 e mescla com a canaleta de drenagem 38. O sulco 48, como a protuberância 46, é, de forma geral, semiesférico, mas côncavo centralizado no lado de sucção de aerofólio 22.

As Figuras 2 e 4 ilustram a transição entre a canaleta de 20 drenagem 38 e o sulco 48 no lado de sucção de aerofólio 22 e a protuberância elevada 46 no lado de pressão de aerofólio 20. Mais especificamente, a protuberância 46 configurada à popa do bordo de ataque 24 no lado de pressão 20 diminui de forma gradual ao longo da extensão maior do lado de pressão 20 para o bordo de fuga 26. A transição gradual da protuberância 46 25 para o bordo de fuga 26 forma uma extensão de crista da protuberância 46 que diminui em elevação.

De forma correspondente, a canaleta de drenagem 38 e o sulco 48 aumentam em profundidade de forma gradual em direção ao bordo de ataque 24 do aerofólio 14 e na área de mesclagem 40 para formar uma entrada para o fluxo de drenagem 15. A canaleta de drenagem 38 e o sulco em recesso 48 mesclam com a protuberância elevada 46 gradualmente ao longo da maior extensão lado de sucção 22 à popa para o bordo de fuga 26 conforme melhor ilustrado nas Figuras 2 e 3.

As Figuras 2 e 5 ilustram que uma canaleta de drenagem 38 mescla no sulco 48 que diminui em profundidade ao longo do lado de sucção 22 de sua profundidade de pico que se estende da canaleta de drenagem 38 próxima a área de mesclagem 40 da plataforma para próximo ao ponto crítico 10 de aerofólio em direção ao bordo de fuga 26. A protuberância 46 diminui continuamente em altura ao longo do lado de pressão 20 de sua altura de pico à popa do bordo de ataque 24 para o bordo de fuga 26. Tanto a protuberância 46 quanto o sulco 48 mesclam juntos ao redor do bordo de fuga 26 e terminam de forma lateral ou circunferencial nas passagens de fluxo correspondentes 36 15 entre os bordos de fuga 26 na elevação de referência zero.

As Figuras 2 e 4 ilustram que as canaletas de drenagem 38 que começam ou terminam de forma preferencial à frente dos bordos de ataque 24 e transitam nos sulcos 48 e nas protuberâncias 46 que iniciam ou começam de forma preferencial à popa dos bordos de ataque 24, formam ou definem de 20 forma lateral entre as mesmas um canal ou canal sulcado arqueado de forma axial 42 ao longo do contorno de elevação zero entre as mesmas. O canal sulcado 42 se estende de forma axial ao longo da plataforma individual 16 entre aerofólios adjacentes 14 que começam à frente dos bordos de ataque 24 e terminam nos bordos de fuga 26, ou à popa dos mesmos conforme desejado 25 dentro do espaço de superfície disponível das plataformas 16.

Os contornos de elevação zero podem ser uma única linha, ou um campo de largura adequada entre a protuberância 46 e o sulco 48. Na realização de campo, a protuberância convexa 46 mescla, de forma preferencial, com um lado do campo através de uma região de inflexão que tem uma transição côncava com o campo. A canaleta de drenagem 38 e o sulco côncavo 48 mesclam, de forma preferencial, com o outro lado do campo através de outra região de inflexão que tem uma transição convexa com o campo.

Uma vez que o estágio de turbina exemplificativo ilustrado nas Figuras é configurado como um estágio de rotor de turbina, as plataformas individuais 16 são unidas de forma integral à raiz de cada aerofólio 14 com uma cauda de andorinha correspondente 18 (Figura 2) abaixo das mesmas, sendo 10 que as plataformas 16 definem, de forma coletiva, o limite interior radial ou paredes de extremidade para o fluxo de gás de combustão 12. Cada plataforma 16, portanto, une uma plataforma adjacente a uma linha de divisão axial 56, sendo que as linhas de divisão 56 bifurcam ou dividem os sulcos entre aerofólios 48 de forma axial entre os bordos de ataque e fuga 24, 26 em 15 primeiras porções de sulco 52 e segundas porções de sulco 54 complementares. Isso é mais bem ilustrado na Figura 2 na qual a plataforma 16 tem porções que se estendem dos lados de pressão e sucção opostos 20, 22 do aerofólio 14. A protuberância 46 é disposta, de forma primária, no lado de pressão 20 da plataforma 16. A porção de lado de sucção 22 da plataforma 16 20 incluir a primeira porção de sulco 52 que estende pela maior parte da superfície de plataforma 16 e se estende na área de mesclagem 40 da cavidade de drenagem para formar a canaleta de drenagem 38.

Entretanto, a primeira porção de sulco 52 é interrompida pela linha de divisão axial 56 da segunda porção de sulco complementar 54 25 formada, de forma integral, com a protuberância 46 no lado de pressão 20 da próxima plataforma adjacente 16. A primeira porção de sulco 52 em uma plataforma 16 é complementar à segunda porção de sulco 54 na próxima plataforma adjacente 16 e define, de forma coletiva, uma única canaleta de drenagem mesclada completa 38 e sulco 48 que se estende do lado de sucção 22 de um aerofólio 14 para a protuberância 46 e sua crista ao longo do lado de pressão 20 do próximo aerofólio adjacente 14.

As linhas de divisão axial 56 interrompem a continuidade 5 circunferencial do estágio de série de turbina inteiro e permite a fabricação individual de cada pá de turbina de uma maneira convencional, tal como por fundição. A configuração geraj da pá de turbina que inclui seu aerofólio 14, sua plataforma 16 e sua cauda de andorinha 18 pode ser fundida de uma maneira convencional e as características dentadas das mesmas também podem ser 10 fundidas de forma integral nas mesmas onde possível.

De forma alternativa, as plataformas 16 podem ser fundidas com plataformas simétricas de forma axial nominais com material elevado localmente para a protuberância 46, a qual pode, então, ser usinada pelo uso de usinagem por descarga elétrica convencional (EDM) ou usinagem 15 eletroquímica (ECM) para formar o contorno 3D da plataforma dentada 16, o que inclui os contornos finais da canaleta de drenagem 38, da protuberância 46 e do sulco 48.

Uma vez que as linhas gradiente das porções de sulco 48 no lado de sucção 22 do aerofólio 14 conforme ilustradas na Figura 2 funcionam, em 20 geral, de forma circunferencial, os contornos de sulco 3D podem ser alterados para contornos 2D que variam de forma linear na direção circunferencial para permitir fundição mais imediata da mesma pelo uso de metades de pastilha de fundição convencionais, se desejado.

Uma característica significativa das plataformas dentadas 16 ilustradas nas Figuras 2 e 4 é a canaleta de drenagem 38 fornecida que se estende na área de mesclagem 40 da cavidade de drenagem e se estende à popa para mesclar com o sulco 48. Preferencialmente, cada canaleta de drenagem 38 é configurada para se estender de forma lateral entre os bordos de ataque 24 de aerofólios adjacentes 14 e, mais particularmente, entre o bordo de ataque 24 e o lado de sucção 22 do aerofólio. Em uma realização alternativa, as canaletas de drenagem 38 podem ser configuradas para se estender de forma lateral para frente do bordo de ataque 24 de um aerofólio e 5 se estender em uma posição lateral para pouco à frente de um aspecto decrescente da protuberância 46 do aerofólio adjacente 14 para o lado de sucção 22 do aerofólio (descrito aqui). As canaletas de drenagem 38 mesclam, de forma rápida, com o sulco correspondente 48 que se estende sobre a grande maior parte do lado de sucção 22.

As canaletas de drenagem 38 fornecem uma diminuição na

mistura do fluxo de drenagem 15 e do fluxo de núcleo 13, o que, dessa forma, minimiza uma corrente descendente subsequente do fluxo de núcleo 13 no lado de pressão 20 para retropreenchimento com fluído e enfraquece a formação de vórtices em ferradura em sua incepção. As canaletas de 15 drenagem 38 modificam adicionalmente o gradiente de pressão estática de passagem transversal que fornece energia aos vórtices em ferradura. A protuberância elevada 46 configurada diretamente à popa do bordo de ataque

24 fornece enfraquecimento adicional dos vórtices em ferradura. Preferencialmente, cada protuberância 46 se estende, em grande parte, da popa do bordo de ataque 24 e em uma direção à popa ao longo do lado de pressão 20 para o bordo de fuga 26.

O contorno de cada aerofólio 14 e torção ou posição angular do mesmo é selecionado cada aplicação de projeto de forma que o bordo de ataque 24 do aerofólio 14 primeiro recebe os gases de combustão 12

normalmente a um ângulo oblíquo do eixo geométrico da linha central axial e o fluxo de drenagem 15, mantendo-o próximo à superfície de plataforma 16 conforme o mesmo se eleva da plataforma 16 no lado de sucção 22. Os gases de combustão 12, como o fluxo de núcleo 13 e o fluxo de drenagem 15 viram conforme fluem através das passagens curvas de fluxo 36 entre os aerofólios

14. O ponto de estagnação natural dos gases de combustão entrantes 12 pode estar alinhado ao próprio bordo de ataque 24 ou alinhado próximo adjacente ao mesmo tanto em qualquer um dentre os lados de pressão e sucção 20, 22 do aerofólio 14.

Consequentemente, para cada aplicação em projeto particular, pelo menos um dentre a canaleta de drenagem 38 ou a protuberância 46 pode ser centralizado no ponto de estagnação natural próximo à região de bordo de ataque do aerofólio 14. A tão posicionada canaleta de drenagem 38, 10 protuberância 46 e sulco complementar 48 são especificamente introduzidos nas plataformas internas de forma radial 16 das pás de rotor de turbina 10 para cooperar entre si com sinergia para reduzir a mistura do fluxo de drenagem 15 com o fluxo de núcleo 13 e modificar o gradiente de pressão estática de passagem transversal que orienta os vórtices em ferradura em direção ao lado

de sucção de aerofólio 22, o que, dessa forma, reduz a intensidade dos vórtices em ferradura que se estiram e envolvem o bordo de ataque 24 e fluem a jusante através das passagens de fluxo 36.

A combinação de perda reduzida devido a fluxos secundários, intensidade de vórtice e gradientes alterados de pressão reduz migração dos vórtices em direção ao lado de sucção de aerofólio 22 e reduz a tendência dos vórtices a migrar ao longo da envergadura do aerofólio 14 para, de forma correspondente, reduzir perdas em eficiência aerodinâmica de turbina.

Outra realização exemplificativa é mostrada nas Figuras 6 e 7. Cada uma dessas Figuras é similar às Figuras 1 e 2, respectivamente,

discutidas acima. Entretanto, em cada uma das Figuras 6 e 7, além da canaleta de drenagem 38, da protuberância 46 e do sulco 48, uma crista de bordo de fuga 50 é configurada no bordo de fuga 26 dos aerofólios 14. Similar à protuberância 46 discutida anteriormente, a crista de bordo de fuga 50 é uma plataforma com protuberância ou dentada que se eleva para cima (+) na passagem de fluxo 36 das plataformas 16 que definem as paredes de extremidade internas de forma radial. É adicionalmente observado que, na realização ilustrada das Figuras 6 e 7, a canaleta de drenagem 38 é 5 configurada para ter uma profundidade máxima no bordo de ataque 24 e, mais particularmente, a aproximadamente 0% da largura “x” da passagem 36 (descrito anteriormente) e se estende tanto na área de mesclagem 41 quanto em pelo menos uma porção da parede de cavidade de drenagem 41. Deve ser compreendido que, em uma realização alternativa, uma canaleta de drenagem 10 38 configurada conforme descrito nas Figuras de 2 a 6 é prevista em conjunto com a crista de bordo de fuga 50 descrita.

Na realização mostrada nas Figuras 6 e 7, a crista de bordo de fuga 50 é mostrada em uma configuração que tem a canaleta de drenagem 38, a protuberância 46 e o sulco 48. Entretanto, em outra realização somente canaleta 15 de drenagem 38 e a crista de bordos de fuga 50 está presente. Em uma realização adicional exemplificativa, a crista de bordo de fuga 50 é acoplada a um dentre a formação de protuberância 46 ou a formação de sulco 48. A presente revelação não é limitada nesse aspecto, uma vez que a combinação de superfícies dentadas empregadas é selecionada para parâmetros de projeto e 20 operação em particular, tais como razão de fluxo de massa, etc.

Similar à discussão em relação à protuberância 46, a crista de bordo de fuga 50 se eleva na passagem de fluxo 36. Conforme mostrado pelas linhas de contorno adjacentes ao bordo de fuga 26 na Figura 7, a inclinação da crista de bordo de fuga 50 é mais inclinada que aquela da protuberância 46. 25 Entretanto, em outras realizações exemplificativas, a inclinação pode ser similar à, ou menor que, aquela da protuberância 46.

Adicionalmente, em uma realização exemplificativa, a estrutura da crista de bordo de fuga 50 mais próxima ao bordo de fuga 26 tem a maior τι inclinação, onde conforme a distância do bordo de fuga 26 ao longo da plataforma 16 aumenta, a inclinação diminui e se torna mais gradual, o que, dessa forma, fornece uma transição suave e mais gradual à superfície de plataforma 16.

A presença da crista de bordo de fuga 50 pode modificar a carga

do aerofólio 14 próxima à parede de extremidade. Essa modificação pode resultar em uma elevação maior, uma alteração da ferradura e estruturas de fluxo secundárias, uma mudança nas estruturas de choque e perdas que as acompanham, assim como uma modificação da transferência de calor.

Mediante a mesclagem da crista de bordo de fuga 50 no bordo de

fuga 26 do aerofólio 14 e na plataforma 16, um aumento na eficiência aerodinâmica do aerofólio 14 e, portanto, na turbina como um todo, pode ser alcançado. Ou seja, a crista de bordo de fuga 50 pode agir para aumentar a área para carga aerodinâmica do aerofólio que forma o aerofólio 14. Pela 15 adição à área que pode suportar carga, o desempenho operacional da turbina pode ser aumentado, o que resulta em mais trabalho sendo extraído da turbina. Afirmado de forma diferente, a inclusão da crista de bordo de fuga 50 dessa realização pode agir para estender a linha de arqueamento do aerofólio 14 próxima à parede de extremidade. Assim, carga adicional além do bordo de 20 fuga 26 pode ser suportada. O efeito aerodinâmico dessa carga adiciona age como um sobrearqueamento do aerofólio 14 onde a carga de parede de extremidade é reduzida próxima a metade da passagem do aerofólio 14, mas é aumentada próxima ao bordo de fuga 26. Assim, velocidades na parede de extremidade próxima são mais lentas, o tombamento é melhorado e o fluxo de

turbina primário se desloca em direção à seção da metade da envergadura. O resultado desse sobrearqueamento efetivo é uma redução na fricção superficial e fluxo secundário. Assim, um sobrearqueamento efetivo é obtido na turbina sem modificar todo o aerofólio 14. Adicionalmente, a presença da crista de bordo de fuga 50 permite a manipulação do perfil térmico operacional no bordo de fuga 26 do aerofólio 14. Isso é devido à modificação no fluxo secundário (discutida acima) poder mudar ou causar uma redução da mistura convectiva e/ou transferência de 5 calor a qual pode, normalmente, trazer o fluxo de núcleo quente 13 para entrar em contato com as paredes de extremidade. O bordo de fuga 26 do aerofólio

14 pode ser a localização de altas concentrações de temperatura, o que limita desempenho estrutura da pá 10 e da parede de extremidade no bordo de fuga 26. A inclusão da crista de bordo de fuga 40 permite a manipulação do perfil térmico. Assim, a distribuição térmica desejada pode ser obtida e pode ser otimizada, o que resulta em uma redução do resfriamento necessário.

O formato e endentamento do contorno da crista de bordo de fuga 50 em conjunto com a canaleta de drenagem 38, seja empregado em conjunto com protuberâncias 46 e/ou sulcos 48, é determinado para otimizar 15 desempenho dos aerofólios 14 e da turbina. Por exemplo, o formato da crista de bordo de fuga 50 é otimizado ou para desempenho aerodinâmico, ou durabilidade ou ambos dependendo dos parâmetros e características de desempenho desejado.

Conforme mostrado nas Figuras 6 e 7, a crista de bordo de fuga 50 une diretamente o bordo de fuga 26 do aerofólio 14. Adicionalmente, na realização mostrada nessas Figuras, a crista de bordo de fuga 50 une tanto o lado de sucção de aerofólio 22 quanto o lado de pressão 20. Em outra realização, a crista de bordo de fuga 50 se une e se estende do bordo de fuga

26 conforme mostrado e se une a somente um dentre o lado de pressão 20 ou o lado de sucção 22 dependendo de parâmetros operacionais ou de projeto. Em uma realização alternativa adicional, a crista de bordo de fuga 50 se une e se estende do bordo de fuga 26 conforme mostrado, mas não se une ao lado de pressão 20 ou ao lado de sucção 22. Em uma realização adicional exemplificativa, um sulco e/ou protuberância (não mostrado) adicional pode ser posicionado na superfície 16 em algum ponto a jusante da crista de bordo de fuga 50. Em tal realização, o sulco e/ou protuberância pode ajudar na supressão de vórtice ou, de outra 5 forma, otimizar os parâmetros de desempenho e operacionais de várias realizações da presente revelação.

Na realização mostrada nas Figuras 6 e 7, a altura máxima (isto é, deslocação positiva (+) acima da plataforma 16) da crista de bordo de fuga 50 é no bordo de fuga 26 e a altura da crista de bordo de fuga 50 reduz conforme a crista de bordo de fuga 50 se estende para longe da superfície de aerofólios

14. A crista de bordo de fuga 50 transita de forma suave na superfície 16 de forma a afetar distribuição de carga estrutural e térmica eficiente. Em uma realização onde a canaleta de drenagem 28, a crista de bordo de fuga 50 e ou um dentre ou ambos as superfícies dentadas de protuberância 46 e de sulco 48 15 estão presentes, a crista de bordo de fuga 50 transita de forma suave para essas superfícies e a superfície de referência conforme otimizado para propósitos de projeto e desempenho.

Em uma realização quando é incluída a crista de bordo de fuga 50 e a protuberância 46, a altura máxima da crista de bordo de fuga 50 pode 20 corresponder àquela da protuberância 46, que tem uma altura máxima que é, em geral, igual à espessura da camada de limite de gases de combustão entrantes 12 (veja discussão anterior). Entretanto, é contemplado que, com base em parâmetros operacionais variáveis, a altura da crista de bordo de fuga 50 pode ser maior que, ou menor que, a altura da protuberância 46.

Em uma realização exemplificativa, assim como a canaleta de

drenagem 38, a protuberância 46 e o sulco 48, a crista de bordo de fuga 50 une a extremidade de raiz do aerofólio 14 e o bordo de fuga 26 a uma estrutura tipo filete para fornecer o desempenho e integridade estrutural necessários. Conforme discutido anteriormente, em uma realização, as plataformas 16 são unidas de forma integral à raiz de cada aerofólio 14. Produção de uma realização com uma canaleta de drenagem 38 e uma crista de bordo de fuga 50 conforme descritas acima pode ser similar a métodos de 5 produção discutidos anteriormente. A saber, a configuração geral da pá de turbina, que inclui seu aerofólio 14, sua plataforma 16, e sua cauda de andorinha 18 pode ser fundida de uma maneira convencional e a plataforma dentada inclui pelo menos a canaleta de drenagem 38 e a crista de bordo de fuga 50 pode ser fundida de forma integral onde possível. De forma alternativa, 10 as plataformas 16 podem ser fundidas com plataformas simétricas axiais nominais com material localmente elevado para a crista de bordo de fuga 50 que pode, então, ser usinada pelo uso de usinagem por descarga elétrica convencional (EDM) ou usinagem eletroquímica (ECM) para formar o contorno 3D da plataforma dentada que inclui os contornos finais da crista. É claro que 15 todos os outros métodos conhecidos e usados de produção podem ser empregados uma vez que as várias realizações da presente revelação não são limitadas nesse aspecto.

Em uma realização exemplificativa, a orientação da crista de bordo de fuga 50 é tal que segue a linha de arqueamento média para o formato 20 do aerofólio. Entretanto, a presente realização não é limitada em relação a uma orientação e formato geral da crista de bordo de fuga 50 e seus contornos devem ser otimizados de tal forma que os parâmetros de desempenho e operacionais desejados sejam obtidos. Está certamente dentro da habilidade de um versado na técnica realizar tal otimização.

As plataformas dentadas foram reveladas acima para um rotor de

turbina, mas também podem ser aplicadas em um bocal de turbina. Em um bocal de turbina, lâminas de turbina são montadas de forma integral em paredes de extremidade ou bandas externas e internas de forma radial que são, normalmente, perfis circulares simétricos de forma axial ao redor do eixo de linha central. Tanto as bandas internas quanto as externas podem ser dentadas de uma maneira similar àquela revelada acima para reduzir os efeitos adversos dos vórtices secundários correspondentes gerados nas extremidades 5 opostas do bocal de lâminas de turbina e aumentar carga aerodinâmica e eficiência enquanto fornece uma distribuição térmica benéfica.

A plataforma dentada 16 pode, portanto, ser usada para melhorar eficiência aerodinâmica em qualquer tipo de motor de turbina e para qualquer tipo de aerofólio de turbina. Exemplos adicionais incluem discos laminados de 10 rotor de turbina nos quais os aerofólios estão formados de forma integral ao perímetro do disco de rotor. Pás de turbina de baixa pressão podem incluir envoltórios externos integrais nos quais a plataforma dentada também pode ser introduzida. Adicionalmente, pás e lâminas de turbina a vapor também podem incluir as plataformas dentadas nas extremidades de raiz correspondentes das 15 mesmas. Adicionalmente, várias realizações podem ser empregas em outras aplicações similares tais como bombas, supercompressores, turbinas e semelhantes. As realizações conforme descritas no presente documento não são limitadas nesse aspecto.

Análise de dinâmica de fluído computacional moderna agora 20 permite a avaliação de várias permutações das plataformas dentadas 16 para minimizar mistura de um fluxo de drenagem 15 e um fluxo de núcleo 13 enquanto reduz vórtices para aumentar a eficiência de turbina. Os contornos específicos das canaletas de drenagem 38, protuberâncias 46, sulcos 48 e cristas de fuga 50 irão variar em função do projeto específico, mas a forma da 25 canaleta de drenagem 38 que se estende na área de mesclagem 40 da cavidade de drenagem, da protuberância elevada 46 no lado de pressão de aerofólio 20 no bordo de ataque 24, o sulco em recesso 48 ao longo do lado de sucção 22 que mescla com a canaleta de drenagem 38 e a crista de bordo de fuga 50 no bordo de fuga de aerofólio 26 irão permanecer similares para reduzir, de forma específica, os efeitos adversos da mistura do fluxo de drenagem 15 com o fluxo de núcleo 13 e efeitos de vórtices gerados conforme os gases de combustão 12 se dividem pelos bordos de ataque de aerofólio 24, carga aerodinâmica menor e distribuições térmicas indesejáveis.

Em várias realizações, as canaletas de drenagem 38, as protuberâncias 46, os sulcos 48 e as cristas de fuga 50 são mesclados um ao outro respectivamente e ao aerofólio 14 através de estruturas de filete conforme descrito no presente documento. Por exemplo, a canaleta de 10 drenagem 38 e o sulco 48 irão ser mesclados um ao outro, assim como a canaleta de drenagem 38 e a protuberância 46 sendo mescladas uma à outra com filetes enquanto a crista de bordo de fuga 50 e o sulco 48 são mesclados um ao outro. Deve ser compreendido que os contornos em geral, mesclagem e estrutura de filete podem ser otimizados conforme necessário.

Embora tenham sido descritas no presente documento as

realizações exemplificativas que são consideradas preferidas da presente revelação, outras modificações se tornarão aparentes aos versados na técnica a partir dos ensinamentos do presente documento, e é, portanto, desejado que seja assegurado nas reivindicações em anexo todas as tais modificações que se encaixem no verdadeiro espirito e escopo da revelação.

Claims

1. ESTÁGIO DE TURBINA, que compreende: uma série de aerofólios (14) unidos integralmente a plataformas correspondentes (16) e afastados lateralmente para definir passagens de fluxo respectivas (36) entre as mesmas para canalização de gases (13, 19), sendo que cada passagem de fluxo (36) tem uma largura; cada um dos ditos aerofólios (14) inclui um lado de pressão côncavo (20) e um lado de sucção convexo lateralmente oposto (22) que se estende em corda entre bordos de ataque e fuga opostos (24, 26); e pelo menos algumas das ditas plataformas (16) que tem uma superfície de fluxo dentada que inclui uma canaleta de drenagem (38) que se estende de forma tangencial a uma área de mistura (40) e pelo menos uma porção de uma parede de cavidade de drenagem (41) da plataforma (16) e que se estende de forma axial em direção ao lado de sucção (22) do aerofólio (14), à popa do bordo de ataque (22), para canalizar um fluxo de drenagem (19).

2. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 1, em que a dita canaleta de drenagem (38) é configurada para ter uma profundidade máxima lateralmente a uma localização de -10% a 60% da largura da passagem (36) formada entre os bordos de ataque (24) de aerofólios adjacentes (14), em que tal medição é medida começando-se pelo bordo de ataque (24) de um primeiro aerofólio (14) que se estende lateralmente em direção ao lado de sucção convexo (22) do primeiro aerofólio (14) e em direção ao bordo de ataque (24) de um segundo aerofólio adjacente (14) no lado de pressão côncavo (20) do segundo aerofólio adjacente (14).

3. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 2, em que a canaleta de drenagem (38) é configurada para ter uma localização de profundidade máxima em uma posição de forma axial a jusante dos bordos de ataque (24) e dentro da passagem (36) formada entre os mesmos.

4. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 2, em que a dita canaleta de drenagem (38) é configurada para ter uma profundidade máxima lateralmente a uma localização aproximadamente na metade da distância entre os bordos de ataque (24) dos aerofólios adjacentes (14).

5. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 1, em que a dita canaleta de drenagem (38) é configurada para ter uma profundidade máxima de forma axial a uma localização à frente do bordo de ataque (24) do aerofólio (14).

6. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 1, em que pelo menos algumas das ditas plataformas (16) incluem uma protuberância (46) que se estende ao longo de uma porção dos ditos aerofólios (14) e acoplada às ditas pelo menos algumas plataformas (16), as protuberâncias (46) unem o dito lado de pressão (20) à popa do dito bordo de ataque (24) de cada aerofólio respectivo (14) às plataformas respectivas (16).

7. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 1, em que pelo menos algumas das ditas plataformas (16) incluem um reservatório (48) que se estende ao longo de uma porção dos ditos aerofólios (14) e acoplado às ditas pelo menos algumas plataformas (16), os reservatórios (48) unem a dita canaleta de drenagem (38) e o dito lado de sucção (22) à popa do dito bordo de ataque (24) de cada aerofólio respectivo (14) às plataformas respectivas (16).

8. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 1, em que pelo menos algumas das ditas plataformas (16) incluem uma estrutura de crista de bordo de fuga (50) que se estende ao longo de uma porção dos ditos aerofólios (14) e acoplada às ditas pelo menos algumas plataformas (16), as estruturas de crista de bordo de fuga (50) unem o dito lado de pressão (20), o dito lado de sucção (22) e o dito bordo de fuga (26) de cada aerofólio respectivo (14) às plataformas respectivas (16).

9. PÁ DE TURBINA (10), que compreende: um aerofólio (14) ligado integralmente a uma plataforma (16) e que tem lados de sucção e pressão opostos lateralmente (20, 22) que se estende em corda entre bordos de ataque e fuga opostos de forma axial (24,26); e a dita plataforma (16) inclui uma canaleta de drenagem (28) que se estende de forma tangencial em uma área de mistura (40) e pelo menos uma porção de uma parede de cavidade de drenagem (41) da plataforma (16), a canaleta de drenagem (38) se estende de forma axial em direção ao lado de sucção (22) do aerofólio (14), à popa do bordo de ataque (24), para canalizar um fluxo de drenagem (19).

10. PÁ, (10), de acordo com a reivindicação 9, que inclui adicionalmente uma protuberância (46) que une o dito lado de pressão (20) à popa do dito bordo de ataque (24), uma primeira porção de reservatório (52) que une a dita canaleta de drenagem (38) e o dito lado de sucção (22), à popa do dito bordo de ataque (24), e uma segunda porção de reservatório (54) formada integralmente com a dita protuberância (46) no dito lado de pressão (20) e sendo complementar à dita primeira porção de reservatório (52) para definir com isso, em uma pá adjacente (10), um reservatório coletivo (48).