BR102015031429A2

BR102015031429A2 - aparelho compressor e compressor

Info

Publication number: BR102015031429A2
Application number: BR102015031429A
Authority: BR
Inventors: Anthony Louis Dipietro Jr; Gregory John Kajfasz
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2014-12-29
Filing date: 2015-12-15
Publication date: 2016-10-04
Also published as: JP2016138549A; US20160186773A1; CA2915469A1; EP3040512A1; US9874221B2; CN105736461A; CN105736461B

Abstract

trata-se de um aparelho compressor que inclui: um rotor que tem: um disco montado para rotação ao redor de um eixo geométrico de linha central, uma periferia externa do disco que define uma superfície de passagem de fluxo; uma matriz de lâminas de compressor de fluxo axial com formato de aerofólio que se estende radialmente para fora da superfície de passagem de fluxo, em que cada uma das lâminas de compressor tem uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga, em que as lâminas de compressor têm uma dimensão de corda e são separadas por um espaçamento circunferencial, sendo que a razão da corda para o espaçamento circunferencial define um parâmetro de solidez de lâmina; e uma matriz de lâminas divisoras com formato de aerofólio que se alternam com as lâminas de compressor, em que cada uma das lâminas divisoras tem uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga; em que pelo menos uma dentre uma dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas e uma dimensão de envergadura das lâminas divisoras é menor que a dimensão correspondente das lâminas de compressor.

Description

“APARELHO COMPRESSOR E COMPRESSOR” Antecedentes Da Invenção [001] Esta invenção refere-se, em geral, a compressores de turbomáquina e, mais particularmente, se refere a estágios de lâminas de rotor de tais compressores.

[002] Um motor de turbina a gás inclui, em comunicação de fluxo em série, um compressor, um combustor e uma turbina. A turbina é mecanicamente acoplada ao compressor, e os três componentes definem um núcleo de turbomáquina. O núcleo é operável de uma maneira conhecida para gerar um fluxo de gases de combustão pressurizados quentes para operar o motor assim como realizar trabalho útil, tal como fornecer empuxo propulsor ou trabalho mecânico. Um tipo comum de compressor é um compressor de fluxo axial com múltiplos estágios de rotor em que cada um inclui um disco com uma fileira de aerofólios de fluxo axial, chamados de lâminas de compressor.

[003] Por motivos de eficácia de ciclo termodinâmico, é, geralmente, desejável incorporar um compressor que tenha a razão de pressão mais alta possível (ou seja, a razão de pressão de entrada para pressão de saída). Também é desejável incluir o menor número de estágios de compressor. Entretanto, existem limites aerodinâmicos inter-relacionados bem conhecidos para a razão de pressão máxima e fluxo de massa possível através de um determinado estágio de compressor.

[004] É conhecido reduzir o peso, aperfeiçoar o desempenho de rotor e simplificar a fabricação minimizando-se o número total de aerofólios de compressor usados em uma determinada fileira de lâminas de rotor. Entretanto, à medida que a contagem de lâminas de aerofólio é reduzida, a solidez de cubo reduzida correspondente tende a fazer com que o fluxo de ar na região de cubo do aerofólio se separe de modo indesejado da superfície de aerofólio.

[005] Também é conhecido configurar o disco com um perfil de superfície “recortada” sem simetria axial para reduzir as tensões mecânicas no disco. Um efeito colateral aerodinamicamente adverso desse recurso é aumentar a fileira de lâminas de rotor através da área de fluxo e o nível de carregamento aerodinâmico promovendo-se a separação de fluxo de ar.

[006] Consequentemente, continua a existir uma necessidade de um rotor de compressor que é operável com uma faixa de estol suficiente e um equilibro aceitável de aerodinâmica e desempenho estruturai.

Breve Descrição Da Invenção [007] Essa necessidade é tratada pela presente invenção, que fornece um compressor axial que tem uma fileira de lâminas de rotor que inclui lâminas de compressor e aerofólios de lâmina divisora.

[008] De acordo com um aspecto da invenção, um aparelho compressor inclui: um rotor que tem: um disco montado para rotação ao redor de um eixo geométrico de linha central, uma periferia externa do disco que define uma superfície de passagem de fluxo; uma matriz de lâminas de compressor de fluxo axial com formato de aerofólio que se estende radialmente para fora da superfície de passagem de fluxo, em que cada uma das lâminas de compressor tem uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga, em que as lâminas de compressor têm uma dimensão de corda e são separadas por um espaçamento circunferencial, sendo que a razão da corda para o espaçamento circunferencial define um parâmetro de solidez de lâmina; e uma matriz de lâminas divisoras com formato de aerofólio que se alternam com as lâminas de compressor, em que cada uma das lâminas divisoras tem uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga; em que pelo menos uma dentre uma dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas e uma dimensão de envergadura das lâminas divisoras é menor que a dimensão correspondente das lâminas de compressor.

[009] De acordo com outro aspecto da invenção, o parâmetro de solidez é selecionado de modo a resultar na separação de fluxo de cubo sob condições de operação normais.

[010] De acordo com outro aspecto da invenção, a superfície de passagem de fluxo não é um corpo de revolução.

[011] De acordo com outro aspecto da invenção, a superfície de passagem de fluxo inclui um recorte côncavo entre lâminas adjacentes de compressor.

[012] De acordo com outro aspecto da invenção, o recorte tem uma profundidade radial mínima adjacente às raízes das lâminas de compressor, e tem uma profundidade radial máxima em uma posição aproximadamente na metade do caminho entre lâminas adjacentes de compressor.

[013] De acordo com outro aspecto da invenção, cada lâmina divisora está localizada aproximadamente na metade do caminho entre duas lâminas adjacentes de compressor.

[014] De acordo com outro aspecto da invenção, as lâminas divisoras são posicionadas de tal modo que seus bordos de fuga estejam aproximadamente na mesma posição axial que os bordos de fuga das lâminas de compressor em relação ao disco.

[015] De acordo com outro aspecto da invenção, a dimensão de envergadura das lâminas divisoras é 50% ou menos da dimensão de envergadura das lâminas de compressor.

[016] De acordo com outro aspecto da invenção, a dimensão de envergadura das lâminas divisoras é 30% ou menos da dimensão de envergadura das lâminas de compressor.

[017] De acordo com outro aspecto da invenção, a dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas é 50% ou menos da dimensão de corda das lâminas de compressor nas raízes das mesmas.

[018] De acordo com outro aspecto da invenção, a dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas é 50% ou menos da dimensão de corda das lâminas de compressor nas raízes das mesmas.

[019] De acordo com outro aspecto da invenção, um compressor inclui uma pluralidade de estágios de fluxo axial, sendo que pelo menos um selecionado dentre os estágios inclui: um disco montado para rotação ao redor de um eixo geométrico de linha central, uma periferia externa do disco que define uma superfície de passagem de fluxo; uma matriz de lâminas de compressor de fluxo axial com formato de aerofólio que se estende radialmente para fora da superfície de passagem de fluxo, em que cada uma das lâminas de compressor tem uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga, em que as lâminas de compressor têm uma dimensão de corda e são separadas por um espaçamento circunferencial, sendo que a razão da dimensão de corda para o espaçamento circunferencial define um parâmetro de solidez de lâmina; e uma matriz de lâminas divisoras com formato de aerofólio que se alternam com as lâminas de compressor, em que cada uma das lâminas divisoras tem uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga; em que pelo menos uma dentre uma dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas e uma dimensão de envergadura das lâminas divisoras é menor que a dimensão correspondente das lâminas de compressor.

[020] De acordo com outro aspecto da invenção, o parâmetro de solidez é selecionado de modo a resultar na separação de fluxo de cubo sob condições de operação normais.

[021] De acordo com outro aspecto da invenção, a superfície de passagem de fluxo não é um corpo de revolução.

[022] De acordo com outro aspecto da invenção, a superfície de passagem de fluxo inclui um recorte côncavo entre lâminas adjacentes de compressor.

[023] De acordo com outro aspecto da invenção, a dimensão de envergadura das lâminas divisoras é 50% ou menos da dimensão de envergadura das lâminas de compressor.

[024] De acordo com outro aspecto da invenção, a dimensão de envergadura das lâminas divisoras é 30% ou menos da dimensão de envergadura das lâminas de compressor.

[025] De acordo com outro aspecto da invenção, a dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas é 50% ou menos da dimensão de corda das lâminas de compressor nas raízes das mesmas.

[026] De acordo com outro aspecto da invenção, a dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas é 50% ou menos da dimensão de corda das lâminas de compressor nas raízes das mesmas.

[027] De acordo com outro aspecto da invenção, o estágio selecionado é o rotor mais traseiro do compressor.

Breve Descrição das Figuras [028] A invenção pode ser mais bem entendida a título de referência ao relatório descritivo a seguir obtido em conjunto com as figuras de desenho anexas, nas quais: A Figura 1 é uma vista esquemática em corte transversal de um motor de turbina a gás que incorpora um aparelho rotor compressor construído de acordo com um aspecto da presente invenção; A Figura 2 é uma vista em perspectiva de uma porção de um rotor de um aparelho compressor; A Figura 3 é uma vista plana de topo de uma porção de um rotor de um aparelho compressor; A Figura 4 é uma é uma vista em elevação traseira de uma porção de um rotor de um aparelho compressor; A Figura 5 é uma vista lateral tomada ao longo das linhas 5-5 da Figura 4. A Figura 6 é uma vista lateral tomada ao longo das linhas 6-6 da Figura 4. A Figura 7 é uma vista em perspectiva de uma porção de um rotor de um aparelho compressor alternativo; A Figura 8 é uma vista plana de topo de uma porção de um rotor de um aparelho compressor alternativo; A Figura 9 é uma é uma vista em elevação traseira de uma porção de um rotor de um aparelho compressor alternativo; A Figura 10 é uma vista lateral tomada ao longo das linhas 10-10 da Figura 9; e A Figura 11 é uma vista lateral tomada ao longo das linhas 11-11 da Figura 9.

Descrição Detalhada da Invenção [029] Referindo-se aos desenhos em que as referências numéricas idênticas denotam os mesmos elementos por todas as várias vistas, a Figura 1 ilustra um motor de turbina a gás, geralmente designado 10. O motor 10 tem um eixo geométrico de linha central longitudinal 11 e inclui, na sequência de fluxo axial, um ventilador 12, um compressor de baixa pressão ou “intensificador” 14, um compressor de alta pressão (“HPC”) 16, um combustor 18, uma turbina de alta pressão (“HPT”) 20, e uma turbina de baixa pressão (“LPT”) 22. Coletivamente, o HPC 16, o combustor 18 e a HPT 20 definem um núcleo 24 do motor 10. A HPT 20 e o HPC 16 são interconectados por um eixo externo 26. Coletivamente, o ventilador 12, o intensificador 14 e a LPT 22 definem o sistema de baixa pressão do motor 10. O ventilador 12, o intensificador 14, e a LPT 22 são interconectados por um eixo interno 28.

[030] Em funcionamento, o ar pressurizado do HPC 16 é misturado com combustível no combustor 18 e queimado, gerando-se gases de combustão. Algum trabalho é extraído desses gases pela HPT 20 que aciona o compressor 16 por meio do eixo externo 26. O restante dos gases de combustão é descarregado do núcleo 24 na LPT 22. A LPT 22 extrai trabalho dos gases de combustão e aciona o ventilador 12 e o intensificador 14 através do eixo interno 28. O ventilador 12 opera para gerar um fluxo de ar de ventilador pressurizado. Uma primeira porção do fluxo de ventilador (“fluxo de núcleo”) entra no intensificador 14 e no núcleo 24, e uma segunda porção do fluxo de ventilador (“fluxo de desvio”) é descarregada através de um duto de desvio 30 que circunda o núcleo 24. Embora o exemplo ilustrado seja um motor turbofan, os princípios da presente invenção são igualmente aplicáveis em outros tipos de motores, tais como turbofans de baixa derivação, turbojatos e turboeixos.

[031] Observa-se que, conforme usado no presente documento, ambos os termos “axial” e “longitudinal” se referem a uma direção paralela ao eixo geométrico de linha central 11, enquanto “radial” se refere a uma direção perpendicular à direção axial, e “tangencial” ou “circunferencial” se refere a uma direção mutuamente perpendicular às direções axial e tangencial. Para uso no presente documento, o termo “dianteiro” ou “frontal” se refere a uma localização relativamente a montante em um fluxo de ar que passa através ou em torno de um componente, e o termo “traseiro” ou “parte de trás” se refere à localização relativamente a jusante em um fluxo de ar que passa através ou em torno de um componente. A direção desse fluxo é mostrada pela seta “F” na Figura 1. Esses termos direcionais são usados meramente para conveniência na descrição e não exige uma orientação particular das estruturas descritas pelos mesmos.

[032] O HPC 16 é configurado para o fluxo de fluido axial, ou seja, fluxo de fluido geralmente paralelo ao eixo geométrico de linha central 11.

Este está em contraste com um compressor centrífugo ou compressor de fluxo misturado. O HPC 16 inclui diversos estágios, cada um dos quais inclui um rotor que compreende uma fileira de aerofólios ou lâminas 32 (genericamente) montados em um disco giratório 34, e uma fileira de aerofólios estacionários ou pás 36. As pás 36 servem para girar o fluxo de ar que sai de uma fileira de lâminas a montante 32 antes que este entre na fileira de lâminas a jusante 32.

[033] As Figuras de 2 a 6 ilustram uma porção de um rotor 38 construída de acordo com uma primeira realização exemplificativa da presente invenção e adequada para a inclusão no HPC 16. Conforme um exemplo, o rotor 38 pode ser incorporado em um ou mais dentre os estágios na metade traseira do HPC 16, particularmente o último estágio ou mais traseiro.

[034] O rotor 38 inclui um disco 40 com uma manta 42 e um aro 44. Deve-se compreender que o disco completo 40 é uma estrutura anular montada para rotação ao redor do eixo geométrico de linha central 11.0 aro 44 tem uma extremidade dianteira 46 e uma extremidade traseira 48. Uma superfície de passagem de fluxo anular 50 se estende entre as extremidades dianteira e traseira 46, 48.

[035] Uma matriz de lâminas de compressor 52 se estende da superfície de passagem de fluxo 50. Cada lâmina de compressor se estende a partir de uma raiz 54 em uma superfície de passagem de fluxo 50 para uma ponta 56, e inclui um lado de pressão côncavo 58 unido a um lado de seção convexo 60 em um bordo de ataque 62 e um bordo de fuga 64. Conforme melhor visto na Figura 5, cada lâmina de compressor 52 tem uma envergadura (ou dimensão de envergadura) “SI” definida como a distância radial da raiz 54 para a ponta 56, e uma corda (ou dimensão de corda) “Cl” definida como o comprimento de uma linha reta imaginária que conecta o bordo de ataque 62 e o bordo de fuga 64. Dependendo do projeto específico da lâmina de compressor 52, sua corda Cl pode ser diferente em diferentes localizações ao longo da envergadura S1. Para propósitos da presente invenção, a medição relevante é a corda C1 na raiz 54.

[036] Conforme visto na Figura 4, a superfície de passagem de fluxo 50 não é um corpo de revolução. Em vez disso, a superfície de passagem de fluxo 50 tem um perfil de superfície sem simetria axial. Como um exemplo de um perfil de superfície sem simetria axial, o mesmo pode ser contornado com uma curva côncava ou “recorte” 66 entre cada par de lâminas de compressor adjacente 52. Para propósitos de comparação, as linhas tracejadas na Figura 4 ilustram uma superfície cilíndrica hipotética com um raio que passa através das raízes 54 das lâminas de compressor 52. Pode-se observar que a curvatura de superfície de passagem de fluxo tem seu raio máximo (ou profundidade radial mínima do recorte 66) nas raízes de lâmina de compressor 54, e tem seu raio mínimo (ou profundidade radial máxima “d” do recorte 66) em uma posição aproximadamente na metade do caminho entre lâminas adjacentes de compressor 52.

[037] No estado estacionário ou operação transiente, essa configuração recortada é efetiva para reduzir a magnitude da concentração de tensões de arco térmico e mecânico nas interseções de cubo de aerofólio no aro 44 ao longo da superfície de passagem de fluxo 50. Isso contribui para o objetivo de alcançar a vida de componente aceitavelmente longa do disco 40. Um efeito colateral aerodinamicamente adverso de recorte da passagem de fluxo 50 é para aumentar a área de fluxo de passagem entre as lâminas adjacentes de compressor 52. Esse aumento na passagem de rotor através da área de fluxo aumenta o nível de carregamento aerodinâmico e, por sua vez, tende a causar a separação de fluxo indesejada no lado de sucção 60 da lâmina de compressor 52, na porção interior próxima à raiz 54, e em uma localização, por exemplo, de aproximadamente 75% da distância da corda C1 do bordo de ataque 62.

[038] Uma matriz de lâminas divisoras 152 se estende da superfície de passagem de fluxo 50. Uma lâmina divisora 152 é disposta entre cada par de lâminas de compressor 52. Na direção circunferencial, as lâminas divisoras 152 podem estar localizadas a meio caminho ou circunferencialmente polarizadas entre duas lâminas adjacentes de compressor 52, ou circunferencialmente alinhadas com a porção d mais profunda do recorte 66. Dito de outra maneira, as lâminas de compressor 52 e as lâminas divisoras 152 se alternam em torno da periferia de uma superfície de passagem de fluxo 50. Cada lâmina divisora 152 se estende a partir de uma raiz 154 em uma superfície de passagem de fluxo 50 para uma ponta 156, e inclui um lado de pressão côncavo 158 unido a um lado de seção convexo 160 em um bordo de ataque 162 e um bordo de fuga 164. Conforme melhor visto na Figura 6, cada lâmina divisora 152 tem uma envergadura (ou dimensão de envergadura) “S2” definida como a distância radial da raiz 154 para a ponta 156, e uma corda (ou dimensão de corda) “C2” definida como o comprimento de uma linha reta imaginária que conecta o bordo de ataque 162 e o bordo de fuga 164. Dependendo do projeto específico da lâmina divisora 152, sua corda C2 pode ser diferente em diferentes localizações ao longo da envergadura S2. Para propósitos da presente invenção, a medição relevante é a corda C2 na raiz 154.

[039] As lâminas divisoras 152 funcionam para aumentar localmente a solidez de cubo do rotor 38 e, desse modo, impedir a separação de fluxo mencionada das lâminas de compressor 52. Um efeito similar pode ser obtido simplesmente aumentando-se o número de lâminas de compressor 152, e, portanto, reduzindo-se o espaçamento de lâmina a lâmina. Entretanto, isso tem um efeito colateral indesejável de aumento das perdas de atrito da área de superfície aerodinâmicas que se manifestariam como eficácia aerodinâmica reduzida e aumento de peso de rotor. Portanto, a dimensões das lâminas divisoras 152 e suas posições podem ser selecionadas para impedir a separação de fluxo enquanto minimiza sua área de superfície. As lâminas divisoras 152 são posicionadas de modo que seus bordos de fuga 164 estejam aproximadamente na mesma posição axial que os bordos de fuga das lâminas de compressor 52, em relação ao aro 44. Isso pode ser observado na Figura 3. A envergadura S2 e/ou a corda C2 das lâminas divisoras 152 podem ser alguma fração menor que a unidade da envergadura correspondente SI e da corda Cl das lâminas de compressor 52. Isso pode se referir a lâminas divisoras “de envergadura parcial” e/ou “de corda parcial”. Por exemplo, a envergadura S2 pode ser igual a ou menor que a envergadura SI. Preferencialmente, para reduzir perdas por atrito, a envergadura S2 é 50% ou menos da envergadura SI. Mais preferencialmente, para as menores perdas por atrito, a envergadura S2 é 30% ou menos da envergadura SI. Conforme outro exemplo, a corda C2 pode ser igual a ou menor que a corda Cl. Preferencialmente, para as menores perdas por atrito, a corda C2 é 50% ou menos da corda Cl.

[040] O disco 40, as lâminas de compressor 52, e as lâminas divisoras 152 podem ser construídos a partir de qualquer material que tenha a capacidade de suportar às tensões e condições ambientais previstas na operação. Os exemplos não limitativos de ligas adequadas conhecidas incluem ferro, níquel, e ligas de titânio. Nas Figuras 2 a 6, o disco 40, as lâminas de compressor 52, e as lâminas divisoras 152 são retratados como um todo integral, unitário ou monolítico. Esse tipo de estrutura pode ser chamado de “disco laminado” ou “blisk”. Os princípios da presente invenção são igualmente aplicáveis a um rotor composto de componentes separados (não mostrado).

[041] As Figuras de 7 a 11 ilustram uma porção de um rotor 238 construída de acordo com uma segunda realização exemplificativa da presente invenção e adequada para a inclusão no HPC 16. Conforme um exemplo, o rotor 238 pode ser incorporado em um ou mais dentre os estágios na metade traseira do HPC 16, particularmente o último estágio ou o mais traseiro.

[042] O rotor 238 inclui um disco 240 com uma manta 242 e um aro 244. Deve-se compreender que o disco completo 240 é uma estrutura anular montada para rotação ao redor do eixo geométrico de linha central 11.0 aro 244 tem uma extremidade dianteira 246 e uma extremidade traseira 248. Uma superfície de passagem de fluxo anular 250 se estende entre as extremidades dianteira e traseira 246, 248.

[043] Uma matriz de lâminas de compressor 252 se estende da superfície de passagem de fluxo 250. Cada lâmina de compressor 252 se estende a partir de uma raiz 254 em uma superfície de passagem de fluxo 250 para uma ponta 256, e inclui um lado de pressão côncavo 258 unido a um lado de seção convexo 260 em um bordo de ataque 262 e um bordo de fuga 264. Conforme melhor visto na Figura 10, cada lâmina de compressor 252 tem uma envergadura (ou dimensão de envergadura) “S3” definida como a distância radial da raiz 254 para a ponta 256, e uma corda (ou dimensão de corda) “C3” definida como o comprimento de uma linha reta imaginária que conecta o bordo de ataque 262 e o bordo de fuga 264. Dependendo do projeto específico da lâmina de compressor 252, sua corda C3 pode ser diferente em diferentes localizações ao longo da envergadura S3. Para propósitos da presente invenção, a medição relevante é a corda C3 na raiz 254.

[044] As lâminas de compressor 252 são uniformemente separadas em torno da periferia da superfície de passagem de fluxo 250. Um meio de espaçamento circunferencial “s” (consulte a Figura 9) entre as lâminas adjacentes de compressor 252 é definido como s=2wr/Z, em que “r” é um raio designado das lâminas de compressor 252 (por exemplo, na raiz 254) e “Z” é o número de lâminas de compressor 252. Um parâmetro não dimensional denominado “solidez de lâminas” é definido como c/s, em que “c” é igual à corda de lâmina conforme descrito acima. No exemplo ilustrado, as lâminas de compressor 252 podem ter um espaçamento que é significativamente maior que um espaçamento do que seria esperado na técnica anterior, que resulta em uma solidez de lâmina significativamente menor do que seria esperado na técnica anterior.

[045] Conforme visto na Figura 9, a superfície de passagem de fluxo 250 é retratada como um corpo de revolução (isto é, simetria axial). Opcionalmente, a superfície de passagem de fluxo 250 pode ter um perfil de superfície sem simetria axial, conforme descrito acima, para a superfície de passagem de fluxo 250.

[046] A solidez de lâmina reduzida terá o efeito de reduzir o peso, aperfeiçoar o desempenho de rotor, e simplificar a fabricação minimizando-se o número total de aerofólios de compressor usados em um determinado estágio de rotor. Um efeito colateral aerodinamicamente adverso da solidez de lâmina reduzida é aumentar a área de fluxo de passagem de rotor entre as lâminas adjacentes de compressor 252. Esse aumento na passagem de rotor através da área de fluxo aumenta o nível de carregamento aerodinâmico e, por sua vez, tende a causar a separação de fluxo indesejada no lado de sucção 260 da lâmina de compressor 252, na porção interior próxima à raiz 254, e em uma localização, por exemplo, de aproximadamente 75% da distância da corda C3 do bordo de ataque 262 também chamada de “separação de fluxo de cubo”. Para qualquer projeto de rotor determinado, o espaçamento de lâmina de compressor pode ser intencionalmente selecionado para produzir uma solidez baixa o suficiente para resultar na separação de fluxo de cubo sob condições de operação esperadas.

[047] Uma matriz de lâminas divisoras 352 se estende da superfície de passagem de fluxo 250. Uma lâmina divisora 352 é disposta entre cada par de lâminas de compressor 252. Na direção circunferencial, as lâminas divisoras 352 podem ser localizadas a meio caminho ou circunferencialmente polarizada entre as duas lâminas adjacentes de compressor 252. Dito de outra maneira, as lâminas de compressor 252 e as lâminas divisoras 352 se alternam em torno da periferia de uma superfície de passagem de fluxo 250. Cada lâmina divisora 352 se estende a partir de uma raiz 354 em uma superfície de passagem de fluxo 250 para uma ponta 356, e inclui um lado de pressão côncavo 358 unido a um lado de seção convexo 360 em um bordo de ataque 362 e um bordo de fuga 364. Conforme melhor visto na Figura 11, cada lâmina divisora 352 tem uma envergadura (ou dimensão de envergadura) “S4” definida como a distância radial da raiz 354 para a ponta 356, e uma corda (ou dimensão de corda) “C4” definida como o comprimento de uma linha reta imaginária que conecta o bordo de ataque 362 e o bordo de fuga 364. Dependendo do projeto específico da lâmina divisora 352, sua corda C4 pode ser diferente em diferentes localizações ao longo da envergadura S4. Para propósitos da presente invenção, a medição relevante é a corda C4 na raiz 354.

[048] As lâminas divisoras 352 funcionam para aumentar localmente a solidez de cubo do rotor 238 e, desse modo, impedir a separação de fluxo mencionada das lâminas de compressor 252. Um efeito similar pode ser obtido simplesmente aumentando-se o número de lâminas de compressor 252, e, portanto, reduzindo-se o espaçamento de lâmina a lâmina. Entretanto, isso tem um efeito colateral indesejável de aumento das perdas de atrito da área de superfície aerodinâmicas que se manifestariam como eficácia aerodinâmica reduzida e aumento de peso de rotor. Portanto, a dimensões das lâminas divisoras 352 e suas posições podem ser selecionadas para impedir a separação de fluxo enquanto minimiza sua área de superfície. As lâminas divisoras 352 são posicionadas de modo que seus bordos de fuga 364 estejam aproximadamente na mesma posição axial que os bordos de fuga 254 das lâminas de compressor 252, em relação ao aro 244. Isso pode ser observado na Figura 8. A envergadura S4 e/ou a corda C4 das lâminas divisoras 352 podem ser alguma fração menor que a unidade da envergadura correspondente S3 e da corda C3 das lâminas de compressor 252. Isso pode se referir a lâminas divisoras “de envergadura parcial” e/ou “de corda parcial”. Por exemplo, a envergadura S4 pode ser igual a ou menor que a envergadura S3. Preferencialmente, para reduzir perdas por atrito, a envergadura S4 é 50% ou menos da envergadura S3. Mais preferencialmente, para as menores perdas por atrito, a envergadura S4 é 30% ou menos da envergadura S3. Conforme outro exemplo, a corda C4 pode ser igual a ou menor que a corda C3. Preferencialmente, para as menores perdas por atrito, a corda C4 é 50% ou menos da corda C3.

[049] O disco 240, as lâminas de compressor 252 e as lâminas divisoras 352 usam os mesmos materiais e configuração estrutural (por exemplo, monolítico ou separável) que o disco 40, as lâminas de compressor 52 e as lâminas divisoras 152 descritos acima.

[050] O aparelho de rotor descrito no presente documento com as lâminas divisoras aumenta localmente o nível de solidez de cubo de rotor, reduz locaimente o nível de carregamento aerodinâmico de cubo, e suprime a tendência do cubo de aerofólio de rotor de querer separar na presença da superfície de passagem de fluxo de cubo contornada sem simetria axial, ou com um rotor de contorno de aerofólio reduzido em uma passagem de fluxo de simetria axial. O uso de uma envergadura parcial e/ou de uma lâmina divisora de corda parcial é eficaz para manter os níveis de solidez das seções médias e superiores do rotor inalterado a partir de um valor nominal, e, portanto, para conservar o desempenho de seção de aerofólio superior e médio.

[051] O supracitado tem descrito um aparelho de rotor compressor. Todos os recursos descritos neste relatório descritivo (incluindo quaisquer reivindicações anexas, resumo e desenhos anexos) e/ou todas as etapas de qualquer método ou processo aqui revelados, podem ser combinados em qualquer combinação, exceto em combinações em que pelo menos alguns dos recursos e/ou etapas sejam mutuamente exclusivos.

[052] Cada recurso revelado neste relatório descritivo (incluindo-se quaisquer reivindicações, resumo e desenhos anexos) podem ser substituídos por recursos alternativos que servem para o mesmo propósito, para o propósito equivalente ou similar, salvo se estabelecido em contrário. Assim, salvo se expressamente estabelecido em contrário, cada recurso revelado é apenas um exemplo de uma série genérica de recursos equivalentes ou similares.

[053] A invenção não está restrita aos detalhes da(s) realização(ões) supracitada(s). A invenção se estende a quaisquer recursos inovadores ou combinações inovadoras de recursos revelados neste relatório descritivo (incluindo quaisquer reivindicações, resumo e desenhos anexos), ou a qualquer etapa inovadora ou qualquer combinação inovadora de etapas de qualquer um dentre o método ou processo aqui revelados.

Lista de partes Reivindicações

Claims

1. APARELHO COMPRESSOR, caracterizado pelo fato de que compreende: um rotor que compreende: um disco montado para rotação ao redor de um eixo geométrico de linha central, sendo que uma periferia externa do disco define uma superfície de passagem de fluxo; uma matriz de lâminas de compressor de fluxo axial com formato de aerofólio que se estende radialmente para fora da superfície de passagem de fluxo, em que cada uma das lâminas de compressor tem uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga, em que as lâminas de compressor têm uma dimensão de corda e são separadas por um espaçamento circunferencial, sendo que a razão da dimensão de corda para o espaçamento circunferencial define um parâmetro de solidez de lâmina; e uma matriz de lâminas divisoras com formato de aerofólio que se alternam com as lâminas de compressor, em que cada uma das lâminas divisoras tem uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga; em que pelo menos uma dentre uma dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas e uma dimensão de envergadura das lâminas divisoras é menor que a dimensão correspondente das lâminas de compressor.

2. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o parâmetro de solidez é selecionado de modo a resultar na separação de fluxo de cubo sob condições de operação normais.

3. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a superfície de passagem de fluxo não é um corpo de revolução.

4. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a superfície de passagem de fluxo inclui um recorte côncavo entre lâminas adjacentes de compressor.

5. APARELHO, de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que o recorte tem uma profundidade radial mínima adjacente às raízes das lâminas de compressor, e tem uma profundidade radial máxima em uma posição aproximadamente na metade do caminho entre lâminas adjacentes de compressor.

6. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que cada lâmina divisora está localizada aproximadamente na metade do caminho entre duas lâminas adjacentes de compressor.

7. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que as lâminas divisoras são posicionadas de tal modo que seus bordos de fuga estejam aproximadamente na mesma posição axial que os bordos de fuga das lâminas de compressor, em relação ao disco.

8. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a dimensão de envergadura das lâminas divisoras é 50% ou menos da dimensão de envergadura das lâminas de compressor.

9. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a dimensão de envergadura das lâminas divisoras é 30% ou menos da dimensão de envergadura das lâminas de compressor.

10. APARELHO, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que a dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas é 50% ou menos da dimensão de corda das lâminas de compressor nas raízes das mesmas.

11. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas é 50% ou menos da dimensão de corda das lâminas de compressor nas raízes das mesmas.

12. COMPRESSOR, caracterizado pelo fato de que inclui uma pluralidade de estágios de fluxo axial, sendo que pelo menos um selecionado dentre os estágios compreende: um disco montado para rotação ao redor de um eixo geométrico de linha centrai, sendo que uma periferia externa do disco define uma superfície de passagem de fluxo; uma matriz de lâminas de compressor de fluxo axial com formato de aerofólio que se estende radialmente para fora da superfície de passagem de fluxo, em que cada uma das lâminas de compressor tem uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga, em que as lâminas de compressor têm uma dimensão de corda e são separadas por um espaçamento circunferencial, sendo que a razão da dimensão de corda para o espaçamento circunferencial define um parâmetro de solidez de lâmina; e uma matriz de lâminas divisoras com formato de aerofólio que se alternam com as lâminas de compressor, em que cada uma das lâminas divisoras tem uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga; em que pelo menos uma dentre uma dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas e uma dimensão de envergadura das lâminas divisoras é menor que a dimensão correspondente das lâminas de compressor.

13. APARELHO, de acordo com a reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que o parâmetro de solidez é selecionado de modo a resultar na separação de fluxo de cubo sob condições de operação normais.

14. APARELHO, de acordo com a reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que a superfície de passagem de fluxo não é um corpo de revolução.

15. APARELHO, de acordo com a reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que a superfície de passagem de fluxo inclui um recorte côncavo entre lâminas adjacentes de compressor.

16. APARELHO, de acordo com a reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que a dimensão de envergadura das lâminas divisoras é 50% ou menos da dimensão de envergadura das lâminas de compressor.

17. APARELHO, de acordo com a reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que a dimensão de envergadura das lâminas divisoras é 30% ou menos da dimensão de envergadura das lâminas de compressor.

18. APARELHO, de acordo com a reivindicação 17, caracterizado pelo fato de que a dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas é 50% ou menos da dimensão de corda das lâminas de compressor nas raízes das mesmas.

19. APARELHO, de acordo com a reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que a dimensão de corda das lâminas divisoras nas raízes das mesmas é 50% ou menos da dimensão de corda das lâminas de compressor nas raízes das mesmas.

20. COMPRESSOR, de acordo com a reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que o estágio selecionado é o rotor mais traseiro do compressor.