BR102013006076A2 - Estágio e lâmina de turbina - Google Patents

Abstract

Estágio e lâmina de turbina trata-se de um estágio de turbina que inclui uma fileira de aerofálios ligados às plataformas correspondentes para definir passagens de fluxo entre as mesmas. Cada aerofálio inclui lados de pressão e sucção opostos e se estende em corda entre as bordas dianteira e traseira opostas. Pelo menos algumas das plataformas têm uma superfícia de luxo recortada que inclui uma protuberância contígua ao lado de pressão e uma cuba contígua ao lado de sucção, atrás da borda dianteira, dos respectivos aerofólios. A protuberância é configurada para ter uma altura máxima localizada no interior de sua respectiva passagem de fluxo, e em que a protuberância diminui na altura em uma direção para frente e para trás e diminui na altura lateralmente em direção ao lado de pressão do aerofólio e em direção à cuba contígua ao lado de sucção de um próximo aerofôlio adjacente.

Description

“ESTÁGIO E LÂMINA DE TURBINA” Antecedentes A presente revelação refere-se, em geral, a motores de turbina a gás, quaisquer turbomáquinas 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. Os estágios de turbina extraem energia dos gases de combustão para alimentar o compressor, enquanto também alimentam um ventilador a montante em uma aplicação de motor de turbo ventilador ou alimentam um eixo de acionamento externo para aplicações marinha e industrial.

Uma turbina de alta pressão (HPT) imediatamente segue o combustor e inclui um bocal de turbina estacionário que descarrega gases de combustão em uma fileira lâminas de rotor de turbina de primeiro estágio giratórias que se estendem radialmente para fora a partir de um disco rotor de sustentação. A HPT pode incluir um ou mais estágios de lâminas de rotor e bocais de turbina correspondentes.

Seguindo-se a HPT, está uma turbina de baixa pressão (LPT) que tipicamente inclui múltiplos estágios de lâminas de rotor e bocais de turbina correspondentes.

Cada bocal de turbina inclui uma fileira de pás de hélice de estator que têm paredes de extremidade radialmente exterior e interior na forma de bandas arqueadas que sustentam as pás de hélice. De modo correspondente, as lâminas de rotor de turbina incluem aerofólios integralmente ligados às paredes de extremidade interiores ou plataformas sustentadas, por sua vez, através dos encaixes correspondentes que fornecem montagem das lâminas individuais fendas de encaixe formadas no perímetro do disco rotor de sustentação. Um envoltório anular circunda as pontas radialmente exteriores dos aerofólios de rotor em cada estágio de turbina.

As pás de hélice de rotor e lâminas de rotor têm aerofólios correspondentes que incluem lados de pressão geralmente côncavos e lados de sucção geralmente convexos que se estendem axialmente em corda entre as bordas dianteira e traseira opostas. Pás de hélice adjacentes e lâminas adjacentes formam passagens de fluxo correspondentes entre as mesmas limitadas pelas paredes de extremidade radialmente interior e exterior.

Durante a operação, os gases de combustão são descarregados do combustor e fluem axialmente a jusante como um fluxo central através das respectivas passagens de fluxo definidas entre as pás de hélice de estator e lâminas de rotor. Além disso, o ar de purga proveniente de uma cavidade de purga que existe a montante da borda dianteira do aerofólio é descarregado como um fluxo de purga que evita a ingestão de fluxo central quente abaixo da trajetória de gás principal e potencialmente fornece um efeito resfriador para as plataformas e aerofólios. Os contornos aerodinâmicos das pás de hélice e lâminas e as passagens de fluxo correspondentes entre as mesmas são precisamente configuradas para maximizar a extração de energia proveniente dos gases de combustão que, por sua vez, giram o rotor a partir do qual as lâminas se estendem. A configuração complexa tridimensional (3D) da pá de hélice e aerofólios de lâmina é adaptada para maximizar a eficácia de operação e varia radialmente em amplitude ao longo dos aerofólios, bem como axialmente ao longo das cordas dos aerofólios entre as bordas dianteira e traseira. Consequentemente, a velocidade e distribuições de pressão dos gases de combustão e ar de purga ao longo das superfícies de aerofólio, bem como no interior das passagens de fluxo correspondentes também variam.

Perdas de pressão indesejáveis nas trajetórias de fluxo de gás de combustão correspondem, portanto, à redução indesejável na aerodinâmica da turbina e eficácia geral da turbina. Por exemplo, os gases de combustão entram nas fileiras correspondentes de pás de hélice e lâminas nas passagens de fluxo entre as mesmas e são necessariamente divididos nas respectivas bordas dianteiras dos aerofólios. O lugar geométrico de pontos de estagnação dos gases de combustão incidentes se estende ao longo da borda dianteira de cada aerofólio e as camadas de limite correspondentes são formadas ao longo dos lados de pressão e sucção de cada aerofólio, bem como ao longo de cada parede de extremidade radialmente exterior e interior que coletivamente limita 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 superfícies de aerofólio e paredes de extremidade até a velocidade irrestrita nos gases de combustão onde as camadas de limite terminam.

As perdas de turbina podem ocorrer a partir de uma variedade de fontes, por exemplo, fluxos secundários, mecanismos de perda de choque e perdas de mistura. Nas bordas dianteiras das lâminas da turbina, as estruturas de fluxo secundário resultam em perdas de mistura. Uma fonte comum das perdas de pressão da turbina é a formação de vórtices ferradura gerados à medida que os gases de combustão são divididos em seu deslocamento em torno das bordas dianteiras do aerofólio. Essas estruturas de fluxo secundário resultam em altas concentrações de calor na área onde a lâmina da turbina se liga à estrutura de parede de extremidade de lâmina. Um gradiente de pressão total é afetado no fluxo de camada limite na junção da borda dianteira e paredes de extremidade do aerofólio. Esse gradiente de pressão nas bordas dianteiras do aerofólio forma um par de vórtices ferradura contra giratórios que se deslocam a jusante sobre os lados opostos de cada aerofólio próximo da parede de extremidade. Os dois vórtices de deslocam para trás ao longo dos lados de pressão e sucção opostos de cada aerofólio e se comportam de modo diferente devido às distribuições de velocidade e pressão ao longo dos mesmos. Por exemplo, análise computacional indica que o vórtice do lado de sucção migra para distante a partir da parede de extremidade em direção à borda traseira do aerofólio e, então, interage seguindo a borda traseira do aerofólio com o vórtice do lado de pressão que flui para trás do mesmo. Uma vez que os vórtices ferradura são formados nas junções de lâminas de rotor de turbina e suas plataformas de base integrais, bem como nas junções de pás de hélice de estator de bocal e suas bandas exterior e interior, perdas correspondentes na eficácia na turbina são criadas, bem como aquecimento adicional dos componentes de parede de extremidade correspondentes. A interação dos vórtices do lado de pressão e sucção tipicamente ocorre próximo à região de amplitude média dos aerofólios e cria perda de pressão total e uma redução correspondente na eficácia da turbina. Gradientes de pressão de passagem cruzada entre o lado de pressão e sucção da lâmina dão origem a estruturas de fluxo secundário adicional e vórtices, tal como vórtices de aresta que alteram a aerodinâmica desejável da lâmina, dando origem a perdas na eficácia da turbina bem como possível aquecimento adicional das paredes de extremidade e até mesmo da lâmina.

Os vórtices de aresta são iniciados em uma junção de aresta entre o aerofólio e a plataforma da parede de extremidade. Os vórtices de aresta podem resultar em inversão de ar através da fileira de lâmina. O próprio vórtice de aresta não produz a inversão, mas a inversão é um artefato do mecanismo para reduzir esse vórtice. Os aerofólios a jusante precisam lidar com o ar invertido fora dos aerofólios a montante. Deixada separadamente, a inversão resultará em perdas aumentadas.

Consequentemente, deseja-se fornecer um estágio de turbina melhorado para reduzir os efeitos de vórtice ferradura e vórtice de fluxo secundário, bem como aumentar a carga aerodinâmica enquanto controla a distribuição de aquecimento e eficácia ou melhora a eficácia e carga térmica enquanto mantém a carga aerodinâmica e/ou produção de torque.

Breve Descrição De acordo com uma realização exemplificativa, revela-se um estágio de turbina que inclui uma fileira de aerofólios integralmente ligada às plataformas correspondentes e espaçada lateralmente para definir as respectivas passagens de fluxo entre as mesmas para canalizar os gases. Cada passagem de fluxo tem uma largura e cada um dentre os aerofólios inclui um lado de pressão côncavo e um lado de sucção convexo lateralmente oposto que se estende em corda entre as bordas dianteira e traseira opostas. Pelo menos algumas das plataformas têm uma superfície de fluxo recortada que inclui uma protuberância contígua ao lado de pressão e uma cuba contígua ao lado de sucção atrás da borda dianteira dos respectivos aerofólios. A protuberância é configurada para ter uma altura máxima localizada no interior de sua respectiva passagem de fluxo, e em que a protuberância diminui na altura em uma direção para frente e para trás e diminui na altura lateralmente em direção ao lado de pressão do aerofólio e em direção à cuba contígua ao lado de sucção de um próximo aerofólio adjacente.

De acordo com outra realização exemplificativa, revela-se um estágio de turbina que inclui uma fileira de aerofólios integralmente ligada às plataformas correspondentes e espaçada lateralmente para definir as respectivas passagens de fluxo entre as mesmas para canalizar os gases. Cada passagem de fluxo que tem uma largura definida e cada um dentre os aerofólios que inclui um lado de pressão côncavo e um lado de sucção convexo lateralmente oposto que se estende em corda entre bordas dianteira e traseira opostas. Pelo menos algumas das plataformas que têm uma superfície de fluxo recortada que inclui uma protuberância que se estende ao longo de uma porção dos aerofólios e acoplada a pelo menos algumas plataformas. A protuberância contígua ao lado de pressão de cada respectivo aerofólio com as respectivas plataformas e uma cuba que se estende ao longo de uma porção dos aerofólios e acoplada a pelo menos algumas plataformas. A cuba contígua ao lado de sucção atrás da borda dianteira de cada respectivo aerofólio às respectivas plataformas. A protuberância é configurada para ter uma altura máxima localizada no interior de sua respectiva passagem de fluxo, e em que a protuberância diminui na altura em uma direção para frente e para trás e diminui na altura lateralmente em direção ao lado de pressão do aerofólio e em direção à cuba contígua ao lado de sucção de um próximo aerofólio adjacente.

De acordo com ainda outra realização exemplificativa, revela-se uma lâmina de turbina que inclui um aerofólio integralmente ligado a uma plataforma e que tem lados de pressão e sucção lateralmente opostos que se estendem em corda entre as bordas dianteira e traseira axialmente opostas. A plataforma inclui uma protuberância contígua ao lado de pressão, uma primeira porção de cuba contígua ao lado de sucção atrás da borda dianteira, e uma segunda porção de cuba integralmente formada com a protuberância sobre o lado de pressão e que é complementar à primeira porção de cuba para definir com a mesma sobre uma lâmina adjacente, uma cuba coletiva. A protuberância é configurada para ter uma altura máxima localizada no interior de sua respectiva passagem de fluxo, e em que a protuberância diminui na altura em uma direção para frente e para trás e diminui na altura lateralmente em direção ao lado de pressão do aerofólio e em direção à cuba contígua ao lado de sucção de um próximo aerofólio adjacente.

Outros objetos e vantagens da presente revelação se tornarão evidentes mediante leitura da seguinte descrição detalhada e as reivindicações anexas com referência aos desenhos anexos. Esses e outros recursos e melhorias do presente pedido se tornarão evidentes para um indivíduo com conhecimento comuns da técnica mediante revisão da seguinte descrição detalhada quando tomada juntamente com os diversos desenhos e reivindicações anexas.

Desenhos Os recursos, aspectos e vantagens acima e outros da presente revelação se tomarão melhor compreendidos quando a seguinte descrição detalhada for lida com referência aos desenhos anexos em que caracteres semelhantes representam partes semelhantes ao longo dos desenhos, em que: A Figura 1 é uma vista isométrica com a parte da frente voltada para trás das lâminas de turbina exemplificativas em uma fileira de estágio de turbina de acordo com uma realização; A Figura 2 é uma vista em corte planiforme através das lâminas ilustradas na Figura 1 e tomada ao longo da linha 2-2 da Figura 1 de acordo com uma realização; A Figura 3 é uma vista isométrica com a parte posterior voltada para as lâminas ilustradas na Figura 1 de acordo com uma realização; A Figura 4 é uma vista isométrica voltada para a traseira em direção a uma lâmina de turbina exemplificativa em uma fileira de estágio de turbina de acordo com uma realização; A Figura 5 é uma vista em corte planiforme através das lâminas ilustradas na Figura 3 e tomada ao longo da linha 5-5 da Figura 4 de acordo com uma realização; A Figura 6 é uma vista isométrica do lado de pressão das lâminas ilustradas na Figura 1 que inclui as plataformas recortadas das mesmas, de acordo com uma realização; e A Figura 7 é uma vista isométrica voltada para a traseira em direção às lâminas de acordo com outra realização.

Descrição Detalhada Referindo-se aos desenhos em que numerais de referência idênticos denotam os mesmos elementos ao longo de várias vistas, ilustram-se na Figura 1 duas lâminas de rotor de turbina de primeiro estágio exemplificativas 10 que unem circunferencialmente uma a outra em uma fileira inteira da mesma em um estágio de turbina correspondente de um motor de turbina a gás. Conforme indicado acima, os gases de combustão 12 são formados em um combustor convencional (não mostrado) e descarregados na direção a jusante axial através da fileira de lâminas de turbina 10 como um fluxo central 13. As lâminas de turbina 10 extraem energia dos gases de combustão 12 para alimentar um disco rotor de sustentação (não mostrado) sobre o qual as lâminas 10 são montadas. O estágio de turbina inclui uma fileira completa das lâminas 10, com cada lâmina 10 tendo um aerofólio correspondente 14 integralmente ligado em uma extremidade de base até uma plataforma ou parede de extremidade radialmente interior 16. Cada plataforma 16 é, por sua vez, integralmente ligada a um encaixe de entrada axial correspondente 18 convencionalmente configurado para sustentar a lâmina de turbina correspondente 10 no perímetro do disco rotor.

Cada aerofólio 14 inclui um lado de pressão geralmente côncavo 20 e um lado de sucção geralmente convexo circunferencial ou lateralmente oposto 22 que se estende axialmente em corda entre as bordas dianteira e traseira opostas 24, 26, respectivamente. As duas bordas 24, 26 se estendem radialmente em amplitude a partir da base até a ponta do aerofólio 14.

Conforme mostrado, em geral, na Figura 1, em uma vista em corte planiforme na Figura 2 e em uma vista isométrica com a parte posterior voltada para frente na Figura 3, cada aerofólio 14 pode ser oco e incluir um circuito de resfriamento interno 28 limitado pelos lados de pressão e sucção opostos 20, 22. O circuito de resfriamento 28 pode ter qualquer configuração convencional e inclui canais de entrada que se estendem através da plataforma 16 e do encaixe 18 para receber o ar de resfriamento 30 drenado do compressor do motor (não mostrado). O ar de resfriamento 30 é tipicamente descarregado a partir de cada aerofólio 14 através de diversas fileiras de orifícios de resfriamento de filme 32 localizados onde for desejável sobre os lados de pressão e sucção 20, 22 do aerofólio 14, e tipicamente concentrados próximo à borda dianteira 24 dos mesmos. Cada aerofólio 14 tipicamente também inclui uma fileira de orifícios de resfriamento de borda traseira 34 que emerge através do lado de pressão 20 do aerofólio 14 imediatamente antes da borda fina traseira 26 do mesmo.

As lâminas de turbina exemplificativas 10 ilustradas nas Figuras 1 e 2 podem ter qualquer configuração convencional do aerofólio 14, plataforma 16, e encaixe 18 para extrair energia dos gases de combustão 12 durante a operação. Conforme indicado acima, a plataforma 16 é integralmente ligada à extremidade de base do aerofólio 14 e define o limite de fluxo radialmente interior para os gases de combustão 12 ou o fluxo central 13.

As lâminas 10 são montadas em uma fileira em torno do perímetro do disco rotor, com os aerofólios adjacentes 14 que são espaçados circunferencial ou lateralmente para definir entre as mesmas as passagens de fluxo 36 que tem uma largura de passagem “x” definida entre as bordas dianteiras adjacentes 24 (conforme melhor ilustrado na Figura 2) para canalizar os gases de combustão 12 e um fluxo de purga de ar de purga proveniente de uma cavidade de fluxo de purga (não mostrada) axialmente na direção a jusante durante a operação.

Cada passagem de fluxo interaerofólio 36 no estágio de turbina ilustrado nas Figuras 1 a 3 é, portanto, definida e limitada pelo lado de pressão 20 de um aerofólio 14, o lado de sucção 22 do próximo aerofólio adjacente 14, as porções de lado de pressão e sucção correspondentes 20, 22 das plataformas adjacentes 16, e o envoltório de turbina radialmente exterior (não mostrado) que circunda as extremidades de ponta radialmente exterior dos aerofólios 14 na fileira completa de lâminas de turbina 10.

Conforme indicado acima na seção Antecedentes, os gases de combustão 12 fluem através das passagens de fluxo correspondentes 36 como o fluxo central 13 durante a operação e são necessariamente separados pelos aerofólios individuais 14. Os gases de combustão de alta velocidade são separados circunferencialmente nas bordas dianteiras de aerofólio correspondentes 24 com uma pressão de estagnação nos mesmos e com a formação de camadas limite correspondentes ao longo dos lados de pressão e sucção opostos 20, 22 do aerofólio 14. Além disso, os gases de combustão 12 também formam uma camada limite ao longo das plataformas de lâmina individuais 16 à medida que os gases são separados em torno da borda dianteira do aerofólio 24 em sua junção com a plataforma 16. O fluxo central separado 13 ao longo das plataformas de lâmina 16 resulta em um par de vórtices ferradura contragiratórios 15 que fluem axialmente a jusante através das passagens de fluxo 36 ao longo dos lados de pressão e sucção opostos 20, 22 de cada aerofólio 14. Esses vórtices ferradura 15 criam turbulência nas camadas de limite e migram radialmente para fora em direção às regiões de amplitude média dos aerofólios 14 e criam perdas de pressão total e reduzem a eficácia da turbina. Os vórtices ferradura 15 são energizados pela presença da cavidade de purga e um fluxo de purga 19 que modifica o gradiente de pressão estático de passagem cruzada. Além disso, os vórtices de aresta 17 iniciados em uma junção de aresta entre cada um dentre o aerofólio 14 e a plataforma 16, resultam em inversão de ar através das passagens de fluxo correspondentes 26. Conforme indicado acima na seção Antecedentes, os aerofólios a jusante 14 precisam responder ao ar invertido fora dos aerofólios a montante 14. Deixado separadamente, o ar de inversão resultará em perdas de pressão aumentadas. O estágio de rotor de turbina exemplificativo ilustrado nas Figuras 1 a 3 podem ter qualquer configuração convencional de tal forma que projetado especificamente como um rotor de HPT de primeiro estágio para extrair energia dos gases de combustão 12 para alimentar o compressor de uma maneira típica. Conforme ilustrado, os gases de combustão incidentes 12 são separados ao longo das bordas dianteiras de aerofólio 24 para fluir axialmente através das passagens de fluxo correspondentes 36 como o fluxo central 13 na direção a jusante. O perfil côncavo dos lados de pressão 20 e o perfil convexo dos lados de sucção 22 são especificamente configurados para efetuar diferentes distribuições de pressão e velocidade para maximizar a extração de energia proveniente dos gases de combustão 12. As plataformas 16 definem radialmente paredes de extremidade interiores que limitam os gases de combustão 12, com os gases que também são limitados radialmente para fora através de um envoltório de turbina circundante (não mostrado).

Na configuração ilustrada, os gases de combustão incidentes 12 na junção das plataformas 16 e bordas dianteiras 24 são sujeitos aos vórtices ferradura 15 e aos vórtices de aresta 17, alimentados através da modificação do gradiente de pressão estático de passagem cruzada através do fluxo de purga 19. Os gases de combustão 12 avançam através das passagens de fluxo 36 ao longo dos lados de pressão 20 e sucção 22 opostos dos aerofólios 14. Conforme indicado acima, esses vórtices criam turbulência e inversão, diminuem a eficácia aerodinâmica do estágio da turbina e aumentam o aquecimento por transferência de calor das plataformas 16. Em uma realização, um aerofólio a montante 14 pode incluir parede de extremidade que contorna para reduzir a resistências dos vórtices de aresta 17, mas resulta em inversão aumentada do ar, através da fileira de lâmina que um aerofólio sem parede de extremidade de contorno produziría. Os vórtices de aresta 17 não produzem a inversão, mas são um resultado da parede de extremidade que contorna para reduzir os vórtices de aresta 17. O aerofólio a jusante 14, precisa responder ao ar invertido fora do aerofólio a montante 14 para impedir que perdas de pressão ocorram. Consequentemente, a parede de extremidade adicional que contorna sobre a pá de hélice a jusante a possibilita responder ao ar de inversão proveniente do aerofólio a montante 14 e funciona como um sistema para produzir desempenho ótimo.

As plataformas 16 ilustradas inicialmente nas Figuras 1 a 3 são especificamente configuradas com superfícies de fluxo recortadas ou contornadas que minimizam ou reduzem a resistência de fluxos secundários através da redução da resistência dos vórtices de aresta 17, que induzem a inversão, e redução gradientes de pressão de passagem cruzada. Uma primeira configuração exemplificativa das plataformas recortadas 16 é mostrada, em geral, na Figura 1, com isóclinas de elevação comum a partir de uma plataforma nominalmente axissimétrica. A Figura 2 ilustra em maiores detalhes as isóclinas da Figura 1 em vista planiforme. Uma configuração alternativa das plataformas recortadas 16 é mostrada, em geral, na Figura 4, com isóclinas de elevação comum a partir de uma plataforma nominalmente axissimétrica mostrada na Figura 5.

Referindo-se mais especificamente às Figuras 1 a 3, dinâmica de fluido computacional moderna tem sido usada para estudar e definir os contornos 3D específicos das plataformas 16 para minimizar fluxos secundários, enquanto de modo correspondente melhora a eficácia aerodinâmica da turbina. As plataformas recortadas 16 ilustradas nas Figuras 1 a 3 incluem um recorte ou uma protuberância 38 contígua ao lado de pressão 20 do aerofólio 14. A protuberância 38 é configurada subindo (+) para o interior da passagem de fluxo 36 em relação à superfície de referência nominalmente axissimétrica (Θ). Em cooperação com a protuberância local 38 está um sulco ou cuba integral 40 que tem uma elevação menor (-) em relação à superfície de plataforma nominalmente axissimétrica para formar uma depressão na mesma. Em uma realização, a protuberância 38 é adicionalmente configurada para ter uma altura máxima localizada no interior de sua respectiva passagem de fluxo 36, e em que a protuberância 38 diminui na altura em uma direção para frente e para trás e diminui na altura lateralmente em direção ao lado de pressão 20 do aerofólío 14 e em direção à cuba 40 contígua ao lado de sucção 22 de um próximo aerofólío adjacente 14.

Nota-se que os tamanhos específicos e espaçamento dos aerofólios 14 são selecionados para um projeto de motor particular e taxa de fluxo de massa que o atravessa. As paredes laterais arqueadas dos aerofólios 14 tipicamente definem as passagens de fluxo 36 circunferencialmente entre as mesmas que convergem na direção a jusante axial a partir das bordas dianteiras 24 até as bordas traseiras 26. A borda traseira 26 de um aerofólío 14 tipicamente forma uma garganta de área de fluxo mínima ao longo de sua interseção perpendicular próxima à corda média do lado de sucção 22 de um aerofólío adjacente 14. A área de fluxo da passagem de fluxo 36 que inclui a área de fluxo mínima da garganta da mesma é pré-selecionada para uma dada aplicação de motor e, portanto, é controlada tanto pela parede de extremidade radialmente interior definida pela plataforma 16, como pelas paredes de extremidade radialmente exteriores definidas pelo envoltório da turbina (não ilustrado). A superfície de plataforma de referência pode, portanto, ser convenientemente definida como a superfície convencional axissimétrica definida pelos arcos circulares em torno da circunferência do estágio da turbina, e pode ser usada como a elevação de referência zero ilustrada na Figura 2. A protuberância 38, portanto, sobe para fora em elevação (+) a partir do plano de referência zero ou superfície, enquanto que a cuba 40 se estende em profundidade (-) abaixo do plano de referência ou superfície. Desse modo, a protuberância e a cuba podem complementar e desviar uma da outra para manter a área de fluxo desejável ou dada para cada passagem de fluxo.

As protuberâncias 38 e cubas 40 ilustradas nas Figuras 1 a 3 são preferencialmente localizadas especificamente para reduzir a resistência dos vórtices ferradura, minimizar perdas devido aos fluxos secundários, mitigar interações de choque e modificar o gradiente de pressão de passagem cruzada que energiza os vórtices ferradura e os vórtices de aresta, tudo para melhorar a eficácia aerodinâmica da turbina. Na realização ilustrada, a protuberância 38 é configurada para unir diretamente o lado de pressão do aerofólio 20 em uma posição a jusante, ou atrás, da borda dianteira 24. Em uma realização alternativa, a protuberância 38 é configurada para unir diretamente o lado de pressão do aerofólio 20 em uma posição a montante, ou para frente, da borda dianteira 24. Conforme previamente descrito, em ambos os casos, a protuberância 38 é configurada para ter uma altura máxima localizada no interior de sua respectiva passagem de fluxo 36. Consequentemente, a protuberância 38 diminui na altura em uma direção para frente e para trás e diminui na altura lateralmente entre o lado de pressão 20 e a cuba 40 contígua ao lado de sucção 22 do respectivo aerofólio 14. A cuba 40 é configurada para unir o lado de sucção do aerofólio 22 em uma posição a jusante, ou atrás, da borda dianteira 24.

Configurando-se a protuberância 38 conforme descrito, os vórtices de aresta de entrada e os vórtices ferradura podem ser desviados pela curvatura de linha de corrente local dos gases de combustão em torno da protuberância 38 e o ar de inversão como um resultado dos vórtices de aresta pode ser minimizado. De modo correspondente, a migração radialmente para fora dos vórtices ferradura pode ser interrompida antecipadamente na passagem de fluxo 36 pela cuba 40. A protuberância 38 e a cuba 40 são eficazes para reduzir a aceleração do fluxo dos gases de combustão12, aumentar a pressão estática local, alterar os gradientes na pressão do gás, reduzir estiramento de vórtice, reduzir a resistência dos vórtices de aresta 17 (que induzem a inversão) e reduzir a reorientação dos vórtices ferradura à medida que os mesmos se deslocam a jusante através das passagens de fluxo 36. Esses efeitos combinados limitam a habilidade dos vórtices ferradura para migrar radialmente para fora ao longo do lado de sucção do aerofólio 22, reduzem a resistência do vórtice e minimizam a inversão aumentando, desse modo, a eficácia geral do estágio da turbina.

Conforme indicado acima, a Figura 2 é uma vista planiforme das plataformas 16 com isóclinas de elevação igual em relação à superfície zero de referência para enfatizar o contorno variante 3D das plataformas 16 entre as extremidades da frente e de trás de cada plataforma 16 e circunferencial ou lateralmente entre aerofólios adjacentes 14. Conforme indicado acima, a Figura 5 é uma vista planiforme similar das plataformas 16 com isóclinas de elevação igual em relação à superfície zero de referência para enfatizar o contorno variante 3D das plataformas 16 entre as extremidades da frente e de trás de cada plataforma 16 e circunferencial ou lateralmente entre aerofólios adjacentes 14 de acordo com outra realização.

Uma vez que as plataformas 16 se estendem sobre ambos os lados de cada aerofólio 14, tipicamente com pequenas extensões para frente da borda dianteira 24 e atrás da borda traseira 26, a protuberância elevada 38 e a cuba rebaixada 40 farão a transição de modo suave mutualmente de uma maneira preferida para reduzir a resistência dos vórtices ferradura e vórtices de aresta e responder ao fluxo de ar de inversão. A protuberância 38 diminui na altura ou elevação à medida que a mesma se estende para trás e lateralmente ao longo do lado de pressão 20 para ligar a cuba 40 ao longo do lado de sucção 22. Em uma realização, a cuba 40 se estende ao longo do lado de sucção 22 entre as bordas dianteira e traseira 24, 26, começando, por exemplo, atrás da borda dianteira 24 e terminando próximo à borda traseira 26.

As Figuras 1 a 5 ilustram realizações da transição entre a protuberância elevada 38 sobre o lado de pressão do aerofólio 20, e a cuba 40 -sobre o lado de sucção do aerofólio 22. Mais especificamente, em uma realização ilustrada nas Figuras 1 a 3, a protuberância 38 é configurada com altura máxima sobre o lado de pressão 20 localizada no interior da passagem de fluxo 36, e diminui rapidamente na altura em uma direção para frente e diminui na altura gradualmente, em comparação, em uma direção para trás ao longo do alcance mais longo do lado de pressão 20 até a borda traseira 26. A transição gradual da protuberância 38 até a borda traseira 26 forma uma extensão da protuberância 38 que diminui em elevação. Além disso, a protuberância 38 diminui na altura lateralmente a partir da altura máxima localizada no interior da passagem de fluxo 36 em direção ao lado de pressão 20 do aerofólio em uma direção e em direção à cuba 40 na direção oposta. A Figura 2 ilustra em uma realização a protuberância 38 diminui continuamente na altura ao longo do lado de pressão 20 a partir de sua altura de pico no interior da passagem de fluxo 36 até a borda traseira 26. Além disso, a protuberância 38 diminui na altura lateral ou circunferencial em direção ao lado de pressão 20 de um aerofólio 14 e em direção ao lado de sucção 22 do próximo aerofólio adjacente 14. Conforme melhor ilustrado na Figura 2, a protuberância 38 é configurada para ter uma elevação máxima de distância “y” a partir da borda dianteira 24, em que “y” spans a partir de cerca de -20 por cento até cerca de 30 por cento do comprimento da corda do aerofólio 14.

As Figuras 4 e 5 melhor ilustram uma realização alternativa em que a protuberância 38 é configurada para ter uma altura máxima no lado de pressão e que diminui rapidamente na altura em uma direção para a frente e gradualmente que diminui na altura em uma direção para trás ao longo de um alcance substancial do lado de pressão 20 e em direção à borda traseira 26, de modo a manter substancialmente sua altura em uma direção para trás ao longo de um alcance maior do lado de pressão 20 que a realização ilustrada na Figura 2, e diminui na altura rapidamente em uma direção para trás, na borda traseira 26. Além disso, similar realização previamente descrita, a protuberância 38 diminui na altura lateral ou circunferencialmente^a partir do lado de pressão 20 de um aerofólio 14 em direção ao lado de sucção 22 do próximo aerofólio adjacente 14.

As Figuras 1 a 5 melhor ilustram que a cuba 40 é configurada com profundidade máxima no lado de sucção 22 atrás da borda dianteira. Em uma realização, a cuba 40 tem uma altura máxima no lado de sucção 22 próxima à espessura lateral máxima do aerofólio em sua região de lombada, e se combina com a protuberância elevada 38 rapidamente na região de pequena transição entre as mesmas, e gradualmente, em comparação ao longo do alcance mais longo do lado de sucção atrás até a borda traseira 26. Tanto a protuberância 38 quanto a cuba 40 se combinam e terminam lateral ou circunferencialmente nas passagens de fluxo correspondentes 36 entre as bordas traseiras 26 na elevação de referência. A Figura 6 ilustra esquematicamente os gases de combustão incidentes 12 que têm uma camada limite correspondente na qual, a velocidade dos gases de combustão 12 é zero diretamente na superfície de fluxo da plataforma 16 e aumenta rapidamente até a velocidade de fluxo livre. A espessura da camada limite varia a partir de 2 por cento a cerca de 15 por cento na altura radial ou alcance do aerofólio 14. A magnitude da plataforma recortada que abrange a protuberância 38 e a cuba 40 pode ser relativamente pequena para especificamente minimizar a resistência dos vórtices ferradura e a inversão do fluxo de ar entre os aerofólios aumentando, desse modo, a eficácia aerodinâmica da turbina. A protuberância 38 conforme mostrado nas Figuras 1 a 5 preferencialmente tem uma altura máxima que, em geral, é igual à espessura da camada limite que entra dos gases de combustão 12 à medida que os mesmos são primeiramente canalizados ao longo das plataformas 16. De modo correspondente, a cuba 40 tem uma altura máxima menor que cerca da altura máxima da protuberância 38. Nas Figuras 2 e 5, as isóclinas têm sido identificadas com números arbitrários a partir das superfícies zero de referência, com a protuberância 38 que aumenta na altura até uma magnitude exemplificativa de cerca de +6, com a cuba 40 que aumenta na profundidade até uma altura máxima de cerca de -5.

Esses números exemplificativos são meramente representativos do contorno que muda da plataforma recortada 16. As magnitudes reais da protuberância 38 e a cuba 40 serão determinadas para cada projeto particular. Em uma realização, a profundidade máxima da cuba varia de cerca de 37 até cerca de 64 mils e a altura da protuberância 38 varia de cerca de 40 mils (1 mm) até cerca de 450 mils (11,4 mm) para os aerofólios da turbina que variam na altura de cerca de 5 cm a cerca de 7,5 cm.

As Figuras 1 a 5 também ilustram realizações em que a protuberância 38, em geral, é semiesférica lateralmente, e geralmente convexa tanto para frente na direção da borda dianteira 24 quanto para trás na direção da borda traseira 26. No plano axial que se estende circunferencialmente entre as bordas dianteiras 24 da fileira do aerofólio, as protuberâncias 38 são cônicas na seção entre as porções convexas para gente e para trás das mesmas nas realizações exemplificativas para a qual a análise de fluxo computacional prevê uma significante redução na resistência e migração do vórtice. A cuba exemplificativa 40 ilustrada nas Figuras 1 a 5, em geral, é côncava lateralmente a partir de sua origem de profundidade máxima que é posicionada diretamente contra o lado de sucção de cada aerofólio 14. A cuba 40, semelhante à protuberância 38, em geral, é semiesférica, mas côncava centrada sobre o lado de sucção do aerofólio 22. A plataforma recortada 16, que inclui a protuberância 38 e a cuba 40, deve preferencialmente ligar a extremidade de base do aerofólio 14 em um filete adequadamente pequeno de tamanho convencional até cerca de 50 mils (1,3 mm), por exemplo. Em uma realização adicional, o filete pode ter a partir de cerca de 0,1 até cerca de 50% da amplitude da lâmina. Contempla-se que o filete deve ser otimizado par ao projeto, desempenho e cargas estruturais experimentadas. Isso é conhecido por aqueles versados na técnica.

As protuberâncias 38 e as cubas 40 podem iniciar ou começar tanto atrás das bordas dianteiras 24 ou em direção às bordas dianteiras 25 e formam ou definem lateralmente entre as mesmas uma canelura axialmente arqueada ou canal 42 ao longo do contorno de elevação zero entre as mesmas. O canal canelado 42 se estende axialmente ao longo da plataforma individual 16 entre os aerofólios adjacentes 14 que começam próximo às bordas dianteiras 24 e que terminam nas bordas traseiras 26, ou atrás das mesmas conforme desejado no interior do espaço de superfície disponível das plataformas 16.

Os contornos de elevação zero podem ser uma única linha ou um terreno de largura adequada entre a protuberância 38 e a cuba 40. Na realização de terreno, a protuberância convexa 38 preferencialmente combina com um lado da terra através de uma região de inflexão que tem uma transição côncava com o terreno. A cuba côncava 40 preferencialmente se combina com o outro lado do terreno através de outra região de inflexão que tem uma transição convexa com o terreno.

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 integralmente ligadas à base de cada aerofólio 14, com um encaixe correspondente 18 (Figura 1) abaixo das mesmas, sendo que as plataformas 16 definem coletivamente o limite ou paredes de extremidade radialmente interiores para o fluxo de gás de combustão 12. Cada plataforma 16 une, portanto, uma plataforma adjacente em uma linha divisória 56, com as linhas divisórias 56 que bifurcam ou dividem as cubas interaerofólios 48 axialmente entre as bordas dianteira e traseira 24, 26 complementares às primeiras porções de cuba 52 e às segundas porções de cuba 54. Isso é melhor ilustrado nas Figuras 2 e 5 nas quais, a plataforma 16 tem porções que se estendem a partir dos lados de pressão e sucção opostos 20, 22 do aerofólio 14. A protuberância 38 é disposta principalmente sobre o lado de pressão 20 da plataforma 16. A porção do lado de sucção 22 da plataforma 16 inclui a primeira porção de cuba 52 que se estende ao longo da maior parte da superfície da plataforma 16.

No entanto, a primeira porção da cuba 52 é interrompida pela linha divisória axia! 56 a partir da segunda porção de cuba complementar 54 integralmente formada com a protuberância 38 sobre o lado de pressão 20 da próxima plataforma adjacente 16. A primeira porção da cuba 52 sobre uma plataforma16 é complementar com a segunda porção de cuba 54 sobre a próxima plataforma adjacente 16 e definem coletivamente uma única cuba 40 que se estende a partir do lado de sucção 22 de um aerofólio 14 até a protuberância 38 e sua saliência ao longo do lado de pressão 20 do próximo aerofólio adjacente 14.

As linhas divisórias axiais 56 interrompem a continuidade circunferencial do estágio de fileira de turbina inteira e permitem a fabricação individual de cada lâmina de turbina em uma maneira convencional, tal como por moldagem. A configuração geral da lâmina de turbina que inclui seu aerofólio 14, plataforma 16 e encaixe 18 pode ser moldada em uma maneira convencional e os recursos dentados da mesma também podem ser moldados na mesma quando possível.

Alternativamente, as plataformas 16 podem ser moldadas com plataformas nominalmente axissimétricas com material localmente elevado para a protuberância 38, que pode, então, ser usinado usando convencional usinagem de descarga elétrica (EDM) ou usinagem eletroquímica (ECM) para formar o contorno 3D da plataforma recortada 16, incluindo os contornos finais da protuberância 38 e da cuba 40.

Uma vez que as linhas de gradiente das porções de cuba 48 sobre o lado de sucção 22 do aerofólio 14 conforme ilustrado nas Figuras 2 e 4 funcionam, em geral, de modo circunferencial, os contornos da cuba 3D podem ser alterados para contornos 2D que variam linearmente na direção circunferencial para permitir mais prontamente a moldagem do mesmo usando semimoldes convencionais para moldagem, caso desejável.

Um recurso significante das plataformas recortadas ilustradas nas Figuras 1 a 5 é a protuberância localmente elevada 38 fornecida para ter uma altura máxima que cai no interior da passagem de fluxo 36, e em que a profundidade máxima não é adjacente ou une o lado de pressão do aerofólio 14 para responder à inversão de ar proveniente de um aerofólio a montante e que enfraquece os vórtices ferradura. Preferencialmente cada protuberância 38 se estende em maior parte ou para frente ou para trás da borda dianteira 24 ao longo do lado de pressão 20 até a borda traseira 26, e combina-se lateralmente com a cuba correspondente 40 que se estende ao longo da maior parte do lado de sucção 22.

Em uma realização, a protuberância 38 é centrada sobre o ponto de estagnação natural dos gases de combustão incidentes 12 atrás da borda dianteira 24. Em uma realização alternativa, a protuberância 38 é centrada sobre o ponto de estagnação natural dos gases de combustão incidentes 12 em direção à borda dianteira 24. O contorno de cada aerofólio, e o torcido ou posição angular do mesmo são selecionados para cada aplicação de projeto de modo que a borda dianteira 22 do aerofólio primeiro receba os gases de combustão tipicamente em um ângulo oblíquo a partir de um eixo geométrico de linha central axial com os gases de combustão 12 girando à medida que os mesmos fluam através das passagens de fluxo curvas 36 entre os aerofólios 14. O ponto de estagnação natural dos gases de combustão de entrada 12 pode ser alinhado estreitamente adjacente à borda dianteira 24 tanto sobre os lados de pressão 20 quanto de sucção 22 do aerofólio14 e para frente ou para trás da borda dianteira.

Consequentemente, para cada aplicação de projeto particular, a protuberância 38 pode ser centrada na estagnação natural. A então posicionada protuberância 38 e a cuba complementar 40 são especificamente introduzidas nas plataformas radialmente interiores 16 das lâminas de rotor de turbina para cooperar mutualmente entre si com sinergia para reduzir a resistência da inversão de ar entre as mesmas e os vórtices ferradura que estiram e envolvem em torno da borda dianteira 24 e fluem a jusante através das passagens de fluxo 36. A plataforma recortada 16 reduz a aceleração de fluxo local e muda o gradiente de pressão que aciona os vórtices ferradura 15 e as estruturas de fluxo secundário 15 em direção ao lado de sucção do aerofólio 22. A combinação da resistência do vórtice reduzida e os gradientes de pressão reduz a migração dos vórtices 15 e 17 em direção ao lado de sucção do aerofólio 22, e reduz a tendência para os vórtices migrarem ao longo da amplitude do aerofólio para de modo correspondente reduzir perdas de pressão na eficácia da turbina. Nota-se também que em uma realização, os aerofólios 14 podem ser aerofólios simétricos e não se limitam a ter superfícies côncava e convexa conforme mostrado nas figuras.

Outra realização exemplificativa é representada na Figura 7 que é similar às realizações mostradas nas Figuras 1 a 6, discutidas acima. No entanto, na Figura 7 ilustrada, uma saliência de borda traseira 50 é posicionada na borda traseira 26 dos aerofólios 14. Similar à protuberância 38 discutida previamente, a saliência de borda traseira 50 é uma plataforma protuberante ou recortada que sobre (+) para o interior da passagem de fluxo 36 a partir das plataformas 16 que definem as paredes de extremidade radialmente interiores.

Na realização representada na Figura 7, a saliência de borda traseira 50 é mostrada em uma configuração que tem a protuberância 38 e a cuba 40. A presente revelação não se limita a este respeito, como a combinação de superfícies recortadas empregadas que são selecionas para parâmetros operacionais e de projeto particulares, tal como taxa de fluxo de massa, etc.

Similar à discussão em relação à protuberância 38, a saliência de borda traseira 50 sobre para o interior da passagem de fluxo 36. Conforme mostrado pelas linhas de contorno adjacentes à borda traseira 26, na Figura 7, a inclinação da saliência 50 é mais íngreme que a da protuberância 38. No entanto, em outras realizações exemplificativas a inclinação pode ser similar, ou menor que a da protuberância 38.

Adicionalmente, em uma realização exemplificativa, a estrutura da saliência 50 mais perto da borda traseira 26 tem a inclinação mais íngreme, enquanto que a distância a partir da borda traseira 26, ao longo da plataforma 16, aumenta a inclinação diminui e torna-se mais gradual fornecendo, assim, uma transição mais gradual e suave para a superfície da plataforma 16. A presença da saliência de borda traseira pode modificar a carga do aerofólio próximo à parede de extremidade. Essa modificação pode resultar em elevação aumentada, uma alteração das estruturas de fluxo secundárias e de ferradura, uma mudança nas estruturas de choque e perdas que acompanham, bem como uma modificação da transferência de calor.

Combinando-se uma saliência de borda traseira 50 no interior da borda traseira 26 do aerofólio 14 e da plataforma 16 um aumento na eficácia aerodinâmica do aerofólio 14 e, assim, da turbina como um todo, pode ser alcançado. A saber, a saliência de borda traseira 50 pode atuar para aumentar a área para carga aerodinâmica do aerofólio que forma o aerofólio 14. Ádicionando-se a área que pode sustentar a carga, o desempenho operacional da turbina pode ser aumentado, resultando em mais trabalho sendo extraído da turbina.

Estabelecido de forma diferente, a saliência de borda traseira 50, dessa realização, pode atuar para estender a linha de cambagem do aerofólio 14 próximo à parede de extremidade. Assim, a carga adicional além da borda traseira 26 pode ser sustentada. O efeito aerodinâmico dessa carga adicional atua como uma sobrecambagem do aerofólio 14, em que a carga da parede de extremidade é reduzida próximo da passagem média do aerofólio 14, mas é aumentada próxima da borda traseira 26. Assim, próximo às velocidades da parede de extremidade são menores, a inversão é aprimorada e o fluxo de turbina primário alterna em direção à seção de amplitude média. O resultado dessa sobrecambagem eficaz é uma redução no atrito superficial e fluxo secundário. Assim, uma sobrecambagem eficaz é alcançada na turbina sem modificar o aerofólio inteiro 14.

Adicionalmente, a presença da saliência de borda traseira 50 permite a manipulação do perfil térmico operacional na borda traseira 26 do aerofólio 14. Isso é devido à modificação no fluxo secundário (discutida acima) pode mudar ou causar uma redução da mistura convectiva e/ou transferência de calor que pode normalmente por núcleo quente em fluxo em contato com as paredes de extremidade. A borda traseira 26 de um aerofólio 14 pode ser a localização de concentrações de alta temperatura limitando, assim, o desempenho estrutural da lâmina e a parede de extremidade na borda traseira 26. Esse aspecto da presente revelação permite a manipulação do perfil térmico através da saliência de borda traseira 50. Assim, uma distribuição térmica desejável pode ser atingida e pode ser otimizada, resultando em uma redução do resfriamento requerido. O formato e o contorno dentado da saliência de borda traseira 50, se empregados juntamente com as protuberâncias 38 e as cubas 40, são determinados para otimizar o desempenho das lâminas 20 e da turbina. Por exemplo, o formato da saliência 50 é otimizado ou para desempenho aerodinâmico ou durabilidade ou ambos, a depender dos parâmetros e características de desempenho desejados.

Conforme mostrado na Figura 7, a saliência de borda traseira une diretamente a borda traseira 26 do aerofólio 14. Adicionalmente, na realização mostrada nessas Figuras, a saliência de borda traseira 50 une tanto o lado de sucção do aerofólio 22 quanto o lado de pressão 20. Em outra realização, a saliência de borda traseira 50 une e se estende a partir da borda traseira 26 conforme mostrado e une somente um do lado de pressão 20 ou o lado de sucção 22, a depender do projeto e parâmetros operacionais. Em uma realização ainda alternativa, a saliência de borda traseira 50 une e se estende a partir da borda traseira 26 conforme mostrado, mas não une o lado de pressão 20 ou o lado de sucção 22.

Em uma realização adicionalmente exemplificativa, uma cuba adicional e/ou protuberância (não mostrada) é posicionada sobre a superfície 16 em algum ponto a jusante da saliência 50. Em tal realização, a cuba e/ou protuberância pode auxiliar na supressão de vórtice ou de outra maneira otimizar os parâmetros operacionais e de desempenho de várias realizações da presente revelação.

Na realização mostrada na Figura 7, a altura máxima (isto é, deslocamento positivo (+) acima da plataforma 16) da saliência de borda traseira 50 está na a borda traseira 26, e a altura da saliência 50 reduz à medida que a saliência 50 se estende para distante das superfícies do aerofólio 14. A saliência 50 suavemente faz a transição para o interior da superfície 16 de modo a afetar a eficiente distribuição de carga térmica e estrutural. Em uma realização onde as superfícies recortadas da protuberância 38 e da cuba 40 estão presentes, a saliência 50 suavemente faz a transição para essas superfícies e da superfície de referência como otimizada para propósitos de projeto e desempenho.

Em uma realização, a altura máxima da saliência de borda traseira 50 corresponde com a da protuberância 38, que tem uma altura máxima que, em geral, é igual à espessura da camada limite de entrada dos gases de combustão 12 (consultar discussão prévia). No entanto, contempla-se que com base nos parâmetros operacionais variantes, a altura da saliência 50 pode ser superior a, ou menor que, a altura da protuberância 38.

Em uma realização exemplificativa, como com as protuberâncias 38 e as cubas 40, a saliência de borda traseira 50 liga a extremidade de base do aerofólio 14 e a borda traseira 26 com uma estrutura do tipo filete adequada para fornecer a integridade estrutural necessária e desempenho.

Conforme discutido previamente, em uma realização, as plataformas 16 são integralmente ligadas até a base de cada aerofólio. A fabricação de uma realização com uma saliência de borda traseira 50 conforme descrito acima pode ser similar para fabricar métodos discutidos previamente. A saber, a configuração geral da lâmina da turbina que inclui seu aerofólio plataforma e encaixe pode ser moldada em uma maneira convencional e a plataforma recortada que inclui a saliência 50 pode ser integralmente moldada na mesma quando possível. Alternativamente, as plataformas podem ser moldadas com plataformas nominalmente axissimétricas com material localmente elevado para a saliência, que pode, então, ser usinado usando usinagem de descarga elétrica convencional (EDM) ou usinagem eletroquímica (ECM) para formar o contorno 3D da plataforma recortada, incluindo os contornos finais da saliência. Certamente, todos os outros métodos conhecidos usados de fabricação podem ser empregados como uma vez que as várias realizações da presente revelação não se limitam nesse sentido.

Em uma realização exemplificativa, a orientação da saliência 50 é tal que a mesma segue a linha de cambagem média para o formato do aerofólio. No entanto, a presente revelação não se limita nesse sentido uma vez que a orientação e o formato geral da saliência 50 e seu contorno precisam ser otimizados de tal forma que os parâmetros operacional e de desempenho desejados sejam alcançados. É parte da habilidade de um perito da técnica realizar tal otimização.

As plataformas recortadas foram reveladas acima para um rotor de turbina, mas poderíam ser aplicada a um bocal de turbina. Em um bocal de turbina, as pás de hélice de turbina são integralmente montadas nas paredes de extremidade radialmente exterior e interior ou bandas que são tipicamente perfis circulares axissimétricas em torno do eixo geométrico de linha central. Tanto as bandas interiores quanto as exteriores pode ser recortadas de uma maneira similar a essa revelada acima para reduzir os efeitos adversos dos vórtices secundários correspondentes gerados nas extremidades opostas das pás de hélice de bocal de turbina e aumentar a carga aerodinâmica e eficácia enquanto fornece distribuição térmica benéfica. A plataforma recortada, portanto, pode ser usada para aprimorar a eficácia em qualquer tipo de motor de turbina e para qualquer tipo de aerofólio de turbina. Exemplos adicionais incluem disco de lâmina de rotor de turbina no qual, os aerofólios são integralmente formados com o perímetro do disco rotor.

As lâminas de turbina de baixa pressão podem incluir envoltórios exteriores integrais nos quais, a plataforma recortada pode também ser introduzida. Adicionalmente, lâminas de turbina a vapor e pás de hélice podem também incluir as plataformas recortadas nas extremidades de base correspondentes na mesma. Adicionalmente, as várias realizações podem ser empregadas em outras aplicações similares tais como bombas, sopradores, turbinas e semelhantes. As realizações da revelação não se limitam nesse sentido. A análise de dinâmica de fluido em computador moderna agora permite a avaliação de várias permutações das plataformas recortadas para reduzir os vórtices para aumentar a eficácia da turbina. Os contornos específicos das protuberâncias, saliências e cubas variarão como uma função do projeto específico, mas a forma da protuberância elevada sobre o lado de pressão do aerofólio atrás da borda dianteira, a cuba rebaixada ao longo do lado de sucção que combina com a protuberância, e a saliência na borda traseira do aerofólio permanecerão similares para especificamente reduzir os efeitos adversos dos vórtices gerados à medida que os gases de combustão se dividem sobre as bordas dianteiras de aerofólio, carga aerodinâmica diminuída e distribuições térmica indesejáveis.

Em várias realizações, as protuberâncias, cubas e saliências são combinadas mutualmente respectivamente e o aerofólio através das estruturas de filete conforme descrito neste documento. Por exemplo, a protuberância e a cuba serão combinadas uma à outra com filetes enquanto a saliência da borda traseira e a cuba são combinadas uma à outra. Certamente, os contornos gerais, a combinação e estrutura de filete podem ser otimizados quando necessário.

Embora tenham sido descritas neste documento o que são consideradas como sendo as realizações preferidas e exemplificativas da presente revelação, outras modificações da revelação serão evidentes para aqueles versados na técnica a partir dos ensinamentos deste documento e, é, portanto, desejável ser assegurada nas reivindicações anexas todas tais modificações dentro do verdadeiro espírito e escopo da revelação.

Claims (10)

1. ESTÁGIO DE TURBINA, que compreende: uma fileira de aerofólios (14) integralmente ligada às plataformas correspondentes (16) e espaçada lateralmente para definir as respectivas passagens de fluxo (36) entre as mesmas para canalizar os gases (12, 19), sendo que cada passagem de fluxo (36) tem uma largura (x); cada um dentre os aerofólios (14) que inclui um lado de pressão côncavo (20) e um lado de sucção convexo oposto lateralmente (22) que se estende em corda entre bordas dianteira e traseira opostas (24, 26); e pelo menos algumas das plataformas (16) que têm uma superfície de fluxo recortada que inclui uma protuberância (38) contígua ao lado de pressão (20) atrás da borda dianteira (24) e uma cuba (40) contígua ao lado de sucção (22) atrás da borda dianteira (24) dos respectivos aerofólios (14), em que a protuberância (38) é configurada para ter uma altura máxima localizada no interior de sua respectiva passagem de fluxo (36), e em que a protuberância (38) diminui na altura em uma direção para frente e para trás e diminui na altura lateralmente em direção ao lado de pressão côncavo (20) do aerofólio (14) e em direção à cuba (40) contígua ao lado de sucção convexo (22) de um próximo aerofólio adjacente (14).

2. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 1, em que pelo menos algumas das plataformas (16) incluem uma estrutura de saliência de borda traseira (50) que se estende ao longo de uma porção dos aerofólios (14) e é acoplada a pelo menos algumas plataformas (16), sendo que a estrutura de saliência de borda traseira (50) é contígua ao lado de pressão (20), ao lado de sucção (22) e à borda traseira (26) de cada respectivo aerofólio (14) às respectivas plataformas (16).

3. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 1, em que a protuberância (28) e a cuba (40) terminam lateralmente na passagem de fluxo (26) entre as bordas traseiras (26).

4. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 1, em que a protuberância (38) é configurada para ter uma altura máxima atrás da borda dianteira (24).

5. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 1, em que a protuberância (38) é configurada para ter uma altura máxima em direção à borda dianteira (24).

6. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 1, em que a protuberância (38) diminui na altura rapidamente em uma direção para frente e diminui na altura gradualmente em uma direção para trás até a borda traseira (26).

7. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 1, em que a protuberância (38) é configurada para ter uma altura máxima atrás da borda dianteira (24) e a cuba (40) é configurada para ter uma altura máxima contígua ao lado de sucção convexo (22) do aerofólio (14) próximo à espessura máxima do aerofólio (14).

8. ESTÁGIO DE TURBINA, de acordo com a reivindicação 1, em que um aerofólio a jusante (14) que inclui a protuberância (38) e a cuba (40) é configurada para aceitar o ar invertido a partir de um aerofólio a montante (14) e minimizar a formação de vórtice em torno do aerofólio (14).

9. LÂMINA DE TURBINA, (10) que compreende: um aerofólio (14) integralmente ligado a uma plataforma (16), e que tem lados de sucção e de pressão lateralmente opostos (20, 22) que se estende em corda entre bordas dianteira e traseira axialmente opostas (24, 26); e a plataforma (16) que inclui uma protuberância (38) contígua ao lado de pressão (20), uma primeira porção de cuba (52) contígua ao lado de sucção (22) atrás da borda dianteira (24), e uma segunda porção de cuba (54) integralmente formada com a protuberância (28) sobre o lado de pressão (20) e que é complementar à primeira porção de cuba (52) para definir com a mesma sobre uma lâmina adjacente (10), uma cuba coletiva (40), em que a protuberância (38) é configurada para ter uma altura máxima localizada no interior de sua respectiva passagem de fluxo (36), e em que a protuberância (38) diminui na altura em uma direção para frente e para trás e diminui na altura lateralmente em direção ao lado de pressão (20) do aerofólio (14) e em direção à cuba (40) contígua ao lado de sucção (22) de um próximo aerofólio adjacente (14).

10. LÂMINA, (10), de acordo com a reivindicação 9, em que a plataforma (16) inclui adicionalmente uma estrutura de saliência de borda traseira (50) que se estende ao longo de uma porção do aerofólio (14) e acoplada à plataforma (16), sendo que a estrutura de saliência de borda traseira (50) é contígua ao lado de pressão (20), ao lado de sucção (22) e à borda traseira (50) do aerofólio (14) à plataforma (16).