BR102016023913A2 - aerofólio para um motor de turbina a gás - Google Patents

Abstract

trata-se de um motor [10] que compreende um aerofólio [78] que tem pelo menos um circuito de resfriamento interno que se estende radialmente a partir do eixo geométrico longitudinal [12] do motor [10]. o circuito de resfriamento é definido por pelo menos uma nervura [122] que se estende por de um interior [96] do aerofólio [78] e pelo menos uma parede interna [126] que define uma passagem interna [120]. a parede interna [126] define adicionalmente uma ou mais passagens de resfriamento de parede próxima [132]. uma estrutura de redução de estresse térmico [140] é fornecida entre a nervura [122] e a parede interna [126], o que fornece resfriamento eficaz em uma junção [136] entre a nervura [122] e a parede interna [126].

Description

“AEROFÓLIO PARA UM MOTOR DE TURBINA A GÁS” Antecedentes da Invenção [001] Os motores de turbina e, particularmente, motores de turbina a gás ou de combustão, são motores giratórios que extraem energia de um fluxo de gases queimados que passam através do motor por uma multiplicidade de pás de turbina giratórias. Os motores de turbina a gás foram usados para locomoção terrestre e náutica e geração de potência, mas são mais comumente usados para aplicações aeronáuticas como para aeronaves, incluindo helicópteros. Em aeronaves, motores de turbina a gás são usados para propulsão da aeronave. Em aplicações terrestres, os motores de turbina são frequentemente usados para geração de potência.

[002] Os motores de turbina a gás para aeronaves são projetados para operar a temperaturas altas para maximizar a eficácia de motor, para que o resfriamento de certos componentes de motor, como a turbina de alta pressão e a turbina de baixa pressão, possa ser benéfico. Tipicamente, o resfriamento é realizado canalizando-se ar de resfriador dos compressores de alta e/ou baixa pressão para os componentes de motor que exigem resfriamento. As temperaturas na turbina de alta pressão são em torno de 1.000 °C a 2.000 °C e o ar de resfriamento do compressor é em torno de 500 °C a 700 °C. Embora o ar de compressor tenha uma temperatura alta, o mesmo é mais frio em relação ao ar de turbina, e pode ser usado para resfriar a turbina.

[003] As pás de turbina contemporâneas incluem geralmente um ou mais circuitos de resfriamento interior para encaminhar o ar de resfriamento através da pá para resfriar porções diferentes da pá, e podem incluir circuitos de resfriamento específicos para resfriar porções diferentes da pá, como o bordo de ataque, o bordo de fuga e a ponta da pá.

Descrição Resumida da Invenção [004] Em um aspecto, a invenção refere-se a um aerofólio que tem uma superfície externa que delimita um interior. O aerofólio define um lado de pressão e um lado de sucção, de extensão axial entre um bordo de ataque e um bordo de fuga, e de extensão radial entre uma raiz e uma ponta. O aerofólio compreende adicionalmente uma nervura estrutural que abrange o interior e se estende entre o lado de pressão e o lado de sucção da superfície externa para definir uma primeira direção de extensão, uma parede localizada próxima e que se estende ao longo da superfície externa em uma segunda direção de extensão com a parede que define pelo menos parcialmente uma passagem de resfriamento de parede próxima adjacente à superfície externa, e uma estrutura de redução de estresse térmico fornecida entre a nervura estrutural e a parede em uma posição adjacente a uma junção da primeira e da segunda direções de extensão.

[005] Em outro aspecto, a invenção se refere a uma pá para um motor de turbina a gás que tem um disco de rotor de turbina. A pá compreende uma cauda de andorinha que tem pelo menos uma passagem de entrada de ar de resfriamento e é configurada para ser montada no disco de rotor de turbina. A pá compreende adicionalmente um aerofólio que se estende radialmente a partir da cauda de andorinha e que tem uma superfície externa que delimita um interior. O aerofólio define adicionalmente um lado de pressão e um lado de sucção de extensão axial entre um bordo de ataque e um bordo de fuga, e de extensão radial entre uma raiz e uma ponta, com a raiz adjacente à cauda de andorinha. A pá compreende adicionalmente pelo menos um circuito de resfriamento acoplado de modo fluido à passagem de entrada de ar de resfriamento e localizado dentro do interior, e tem uma primeira parede interior que forma um primeiro conjunto de passagens de resfriamento de parede próxima ao longo da superfície externa para separar o circuito de resfriamento do resto do interior, e uma cavidade fornecida entre a primeira parede interior e a parede de divisão, de modo que as passagens de resfriamento de parede próxima não sejam formadas pela primeira nervura estrutural.

[006] Em outro aspecto, a invenção se refere a um aerofólio para um motor de turbina a gás que tem uma parede periférica que delimita um interior e define um lado de pressão e um lado de sucção, oposto ao lado de pressão, uma nervura estrutural que abrange o interior entre o lado de pressão e o lado de sucção, e uma parede interna localizada dentro do interior e separada da nervura estrutural por uma estrutura de redução de estresse térmico.

Breve Descrição das Figuras [007] Nos Figuras: A Figura 1 é um diagrama de corte transversal de um motor de turbina a gás para uma aeronave; A Figura 2 é uma vista em perspectiva de uma pá de turbina do motor da Figura 1 que inclui um aerofólio fixado a uma raiz; A Figura 3 é uma vista em corte transversal do aerofólio da Figura 2; A Figura 4 é um diagrama do aerofólio em corte transversal da Figura 3 que ilustra uma ou mais passagens internas com uma pluralidade de estruturas de redução de estresse térmico; e A Figura 5 é um diagrama em corte transversal de um aerofólio da Figura 4 sem as estruturas de redução de estresse térmico.

Descrição de Realizações da Invenção [008] A realização descrita é direcionada a uma pá de turbina e, em particular, a resfriamento de uma pá de turbina. Para propósitos de ilustração, a presente invenção será descrita com relação a uma pá de turbina para um motor de turbina a gás de aeronave. Será entendido, entretanto, que a invenção não é limitada e pode ter aplicabilidade geral em aplicações de não aeronaves, como outras aplicações móveis e aplicações industriais não móveis, comerciais e residenciais.

[009] A Figura 1 é um diagrama em corte transversal esquemático de um motor de turbina a gás 10 para uma aeronave. O motor 10 tem um eixo geométrico que se estende geral e longitudinalmente ou uma linha central 12 que se estende da dianteira 14 para a traseira 16. O motor 10 inclui, em relação de fluxo em série a jusante, uma seção de ventilador 18 que inclui um ventilador 20, uma seção de compressor 22 que inclui um reforçador ou compressor de baixa pressão (LP) 24 e um compressor de alta pressão (HP) 26, uma seção de combustão 28 que inclui um combustor 30, uma seção de turbina 32 que inclui uma turbina de HP 34, e uma turbina de LP 36, e uma seção de escape 38.

[010] A seção de ventilador 18 inclui um invólucro de ventilador 40 que circunda o ventilador 20. O ventilador 20 inclui uma pluralidade de aerofólios na forma de pás de ventilador 42 dispostas radialmente em torno da linha central 12. O compressor de HP 26, o combustor 30 e a turbina de HP 34 formam um núcleo 44 do motor 10 que gera gases de combustão. O núcleo 44 é circundado por um invólucro de núcleo 46 que pode ser acoplado ao invólucro de ventilador 40.

[011] Um eixo ou bobina de HP 48 disposto coaxialmente em torno da linha central 12 do motor 10 conecta por meio de acionamento a turbina de HP 34 ao compressor de HP 26. Um eixo ou bobina de LP 50, que é disposto coaxialmente em torno da linha central 12 do motor 10 dentro da bobina de HP anular de diâmetro maior 48, conecta por meio de acionamento a turbina de LP 36 ao compressor de LP 24 e ao ventilador 20.

[012] O compressor de LP 24 e o compressor de HP 26 incluem, respectivamente, uma pluralidade de estágios de compressor 52, 54, em que um conjunto de aerofólios giratórios na forma de pás de compressor 56, 58 gira em relação a um conjunto correspondente de aerofólios estáticos na forma de lâminas de compressor 60, 62 (também chamadas de bocal) para comprimir ou pressurizar a corrente de fluido que passa através do estágio. Em um estágio de compressor único 52, 54, múltiplas pás de compressor 56, 58 podem ser fornecidas em um anel e podem se estender radialmente para fora em relação à linha central 12, de uma plataforma de pá para uma ponta de pá, enquanto as lâminas de compressor estáticas correspondentes 60, 62 são posicionadas a jusante e adjacentes às pás giratórias 56, 58. É notado que o número de pás, lâminas e estágios de compressor mostrados na Figura 1 foi selecionado apenas para propósitos ilustrativos, e que outros números são possíveis.

[013] A turbina de HP 34 e a turbina de LP 36 incluem, respectivamente, uma pluralidade de estágios de turbina 64, 66, em que um conjunto de aerofólios giratórios na forma de pás de turbina 68, 70 é girado em relação a um conjunto correspondente de aerofólios estáticos na forma de lâminas de turbina 72, 74 (também chamadas de bocal) para extrair energia da corrente de fluido que passa através do estágio. Em um estágio de turbina único 64, 66, múltiplas pás de turbina 68, 70 podem ser fornecidas em um anel e podem se estender radialmente para fora em relação à linha central 12, a partir de uma plataforma de pá para uma ponta de pá, enquanto as lâminas de turbina estáticas correspondentes 72, 74 são posicionadas a montante e adjacentes às pás giratórias 68, 70. É notado que o número de pás, lâminas, e turbina estágios mostrados na Figura 1 foi selecionado apenas para propósitos ilustrativos, e que outros números são possíveis.

[014] Em operação, o ventilador giratório 20 supre ar ambiente ao compressor de LP 24, que supre, então, ar ambiente pressurizado ao compressor de HP 26, que pressuriza adicionalmente o ar ambiente. O ar pressurizado do compressor de HP 26 é misturado com combustível no combustor 30 e queimado, gerando, assim, gases de combustão. Algum trabalho é extraído desses gases pela turbina de HP 34 que aciona o compressor de HP 26. Os gases de combustão são descarregados na turbina de LP 36, que extrai trabalho adicional para acionar o compressor de LP 24, e o gás de escape é, finalmente, descarregado do motor 10 através da seção de escape 38. O acionamento da turbina de LP 36 aciona a bobina de LP 50 para girar o ventilador 20 e o compressor de LP 24.

[015] Algum ar ambiente suprido pelo ventilador 20 pode desviar do núcleo de motor 44 e ser usado para resfriamento de porções, especialmente porções quentes, do motor 10, e/ou usado para resfriar ou alimentar outros aspectos da aeronave. No contexto de um motor de turbina, as porções quentes do motor estão normalmente a jusante do combustor 30, especialmente a seção de turbina 32, em que a turbina de HP 34 é a porção mais quente, visto que está diretamente a jusante da seção de combustão 28. Outras fontes de fluido de resfriamento podem ser, mas sem limitação, o fluido descarregado a partir do compressor de LP 24 ou do compressor de HP 26.

[016] A Figura 2 é uma vista em perspectiva um componente de motor na forma de uma dentre as pás de turbina 68 do motor 10 da Figura 1. A pá de turbina 68 inclui uma cauda de andorinha 76 e um aerofólio 78. O aerofólio 78 inclui uma ponta 80 e uma raiz 82. A raiz 82 inclui adicionalmente uma plataforma 84 integral com o aerofólio 78 na raiz 82, o que auxilia a conter radialmente o fluxo de ar de turbina. A cauda de andorinha 76 pode ser configurada para montar um disco de rotor de turbina no motor 10. A cauda de andorinha 76 compreende pelo menos uma passagem de entrada, mostrada de modo exemplificativo como uma primeira passagem de entrada 88, uma segunda passagem de entrada 90 e uma terceira passagem de entrada 92, em que cada uma se estende pela cauda de andorinha 76 para fornecer comunicação fluida interna com o aerofólio 78 em uma pluralidade de saídas de passagem 94. Deve ser notado que a cauda de andorinha 76 é mostrada em corte transversal, de modo que as passagens de entrada 88, 90, 92 sejam alojadas dentro do corpo da cauda de andorinha 76.

[017] De volta à Figura 3, o aerofólio 78, mostrado em corte transversal, tem um interior 96 definido por uma parede lateral de pressão de formato côncavo 98, que define um lado de pressão e uma parede lateral de sucção de formato convexo 100, que define um lado de sucção, que são unidas para definir o formato de aerofólio com um bordo de ataque 102 e um bordo de fuga 104. O aerofólio 78 gira em uma direção, de modo que a parede lateral de pressão 98 siga a parede lateral de sucção 100. Desse modo, conforme mostrado na Figura 3, o aerofólio 78 giraria para cima, em direção ao topo da página.

[018] O aerofólio 78 compreende uma pluralidade de passagens internas que pode ser disposta para formar circuitos de resfriamento dedicados para resfriar uma porção particular da pá. Um circuito de resfriamento compreende uma ou mais passagens de resfriamento que se estendem entre a ponta 80 e a raiz 82 do aerofólio 78. As passagens e os circuitos de resfriamento correspondentes, ilustrados na Figura 4, exemplificam melhor uma ou mais estruturas de redução de estresse térmico definidas dentro das uma ou mais dentre as passagens internas ou circuitos de resfriamento. O modelo, colocação, formato, e tamanho das passagens internas são exemplificativos, e não devem ser interpretados como limitantes da invenção.

[019] Uma primeira passagem interna 120 pode se estender radialmente entre a raiz 82 e a ponta 80 definidas dentro do interior 96 do aerofólio 78. A primeira passagem interna 120 compreende um canal oco que pode receber um fluido de resfriamento de fluxo a partir de pelo menos uma passagem de entrada 88, 90, 92. A primeira passagem interna 120 pode ser pelo menos parcialmente definida por uma primeira nervura estrutural 122, que abrange o interior 96 e se estende entre a parede lateral de pressão 98 e a parede lateral de sucção 100 do aerofólio 78. A primeira nervura estrutural 122 pode definir adicionalmente uma primeira direção de extensão ilustrada como um eixo geométrico de nervura 124 definido pela direção longitudinal da primeira nervura estrutural 122 mostrada em corte transversal.

[020] A primeira passagem interna 120 pode ser adicionalmente definida por uma ou mais paredes internas. Uma primeira parede 126, disposta entre a primeira passagem interna 120 e a parede lateral de sucção 100, pode definir uma segunda direção de extensão, como um primeiro eixo geométrico de parede 130 definido pela curva longitudinal da primeira parede 126 mostrada em corte transversal. A primeira parede 126 também pode definir pelo menos parcialmente uma ou mais passagens de resfriamento de parede próxima 132, dispostas entre a primeira passagem interna 120 e o exterior do aerofólio 78, mostrado adjacente à parede lateral de sucção 100. Alternativamente, a primeira parede 126 e as passagens de resfriamento de parede próxima 132 podem ser adjacentes à parede lateral de pressão 98. As passagens de resfriamento de parede próxima 132 podem estar em comunicação fluida com a primeira passagem interna 120, de modo que a combinação das mesmas possa definir um circuito de resfriamento dentro do interior 96 do aerofólio 78.

[021] O eixo geométrico de nervura 124 pode cruzar o primeiro eixo geométrico de parede 130 em uma primeira junção 136. Uma estrutura de redução de estresse térmico é fornecida entre a nervura estrutural 122 e a primeira parede 126 em uma posição adjacente à junção 136 e a parede lateral de sucção 100. A estrutura de redução de estresse térmico também pode ser definida como uma primeira cavidade 140 fornecida entre a nervura estrutural 122 e a primeira parede 126. A cavidade 140, conforme mostrado, define um formato substancialmente semicircular arqueado, que define pelo menos parcialmente a primeira passagem interna 120 e é disposta entre a nervura estrutural 122 e a primeira parede 126.

[022] Oposta à primeira parede 126, uma segunda parede 142, que define parcialmente a primeira passagem interna 120, define adicionalmente uma ou mais passagens de resfriamento de parede próxima 132 adjacentes à parede lateral de pressão 98. Um segundo eixo geométrico de parede curvado 144 é definido longitudinalmente pelo formato arqueado do corte transversal da segunda parede 142. Similar à primeira junção 136, o segundo eixo geométrico de parede 144 pode cruzar o primeiro eixo geométrico de nervura 124 em uma segunda junção 143. A estrutura de redução de estresse térmico, ilustrada como uma segunda cavidade 145, é fornecida entre a nervura estrutural 122 e a segunda parede 142.

[023] Além da primeira nervura estrutural 122, o interior 96 do aerofólio 78 pode compreender nervuras estruturais adicionais. Uma segunda nervura estrutural 146 é disposta próxima ao bordo de ataque 102 e adjacente a uma passagem de resfriamento de bordo de ataque 148. A segunda nervura estrutural 146 abrange o interior 96 entre a parede lateral de pressão 98 e a parede lateral de sucção 100 que define adicionalmente a primeira passagem interior 120 oposta à primeira nervura estrutural 122. A segunda nervura estrutural 146 define adicionalmente um segundo eixo geométrico de nervura 148 definido longitudinalmente através do corte transversal da segunda nervura estrutural 146. A segunda nervura estrutural 146 pode compreender uma ou mais aberturas de impacto 147, dispostas radialmente ao longo da segunda nervura estrutural 146 em relação ao eixo geométrico de motor longitudinal 12 da Figura 1. As aberturas de impacto 147 acoplam de modo fluido a primeira passagem interna 120 à passagem de bordo de ataque 148.

[024] A segunda nervura estrutural 146 pode ser adjacente à primeira parede 126 e à segunda parede 142, de modo que duas junções adicionais 152, 154 possam ser definidas na interseção entre o segundo eixo geométrico de nervura 148 e o primeiro e o segundo eixos geométricos de parede 130, 144, respectivamente. Similar à primeira junção 136, a terceira e quarta junções 152, 154 são adjacentes a duas estruturas de redução de estresse térmico adicionais, ilustradas como cavidades 156, 158, respectivamente. As cavidades 156, 158 são dispostas entre a segunda nervura 146 e a primeira e a segunda paredes 126, 142, respectivamente.

[025] Uma segunda passagem interna 160 é definida dentro do interior 96 do aerofólio 78, em que é parcialmente definida por e é adjacente à primeira nervura estrutural 122 e posicionada oposta à primeira passagem interna 120 em relação à primeira nervura estrutural 122. A segunda passagem interna 160 pode compreender um canal oco, que se estende radialmente entre a raiz 82 e a ponta 80, que pode receber um fluxo de fluido de resfriamento a partir de pelo menos uma passagem de entrada 88, 90, 92. A segunda passagem interna 160 é adicionalmente definida por uma terceira parede 162 e uma quarta parede 164 localizadas adjacentes à parede lateral de sucção 100 e à parede lateral de pressão 98, respectivamente. A terceira e a quarta paredes 162, 164 definem uma ou mais passagens de resfriamento de parede próxima 132 entre a parede lateral de sucção 100 e a parede lateral de pressão 98, respectivamente. A terceira parede 162 define um terceiro eixo geométrico de parede 166 e a quarta parede 164 define um quarto eixo geométrico de parede 168, em que cada eixo geométrico é definido longitudinalmente através do corte transversal geralmente arqueado das paredes 162, 164. O terceiro eixo geométrico de parede 166 pode cruzar o primeiro eixo geométrico de nervura 124 em uma quinta junção 170 e o quarto eixo geométrico de parede 168 pode cruzar o primeiro eixo geométrico de nervura 124 em uma sexta junção 172. A estrutura de redução de estresse térmico, ilustrada como uma quinta cavidade 174, é definida entre a terceira parede 162 e a primeira nervura estrutural 122, adjacente à quinta junção 170. De modo similar, outra estrutura de redução de estresse térmico, ilustrada como uma sexta cavidade 174, é definida entre a primeira nervura estrutural 122 e a quarta parede 164, adjacente à sexta junção 172.

[026] O aerofólio 78 pode compreender passagens internas adicionais 180, que podem ou não compreender estruturas de redução de estresse térmico, resfriamento de parede próxima ou de outro modo. Essas passagens internas 180 podem se estender entre a ponta 80 e a raiz 82, e podem estar em comunicação fluida com passagens internas adicionais, como as primeiras passagens internas 120 ou a segunda passagem interna 160, assim como com outras passagens adicionais 180, cuja combinação pode definir um circuito de resfriamento.

[027] As estruturas de redução de estresse térmico que compreendem uma ou mais cavidades 140, 156, 158, 174, 176, embora ilustradas com um formato substancialmente semicircular, podem ter qualquer formato adequado. O formato semicircular elimina os cantos afiados que sofrem impacto mais rapidamente por estresses térmicos que os cantos semicirculares ou redondos. As cavidades podem ser adicionalmente um vão disposto entre ou pelo menos parcialmente definido por uma ou mais dentre as nervuras ou paredes estruturais adjacentes. O formato do vão ou cavidade, conforme mostrado, é exemplificativo e pode ser substancialmente quadrilateral, elíptico, circular, único ou conformado de outro modo, de modo que uma estrutura de redução de estresse térmico seja definida entre uma ou mais nervuras ou paredes estruturais. O vão ou cavidade pode compreender uma espessura menor ou igual à espessura de corte transversal de pelo menos uma dentre nervuras e paredes estruturais. Adicionalmente, o vão ou cavidade pode compreender uma espessura igual àquela da superfície exterior do aerofólio 78, como a parede lateral de pressão 98 ou a parede lateral de sucção 100.

[028] Deve ser notado que o número, a posição e a orientação das estruturas de redução de estresse térmico, nervuras e paredes internas são exemplificativos. O aerofólio 78 pode compreender estruturas de redução de estresse térmico dependendo do número e da colocação de nervuras e paredes internas. Deve ser notado adicionalmente que, embora a Figura 4 ilustre uma cavidade entre cada nervura adjacente e parede interna, algumas passagens de resfriamento de parede próxima podem ser definidas por uma combinação de uma ou mais nervuras e paredes internas sem uma estrutura de redução de estresse térmico disposta adjacente às nervuras e paredes internas.

[029] Deve ser adicionalmente notado que as passagens de resfriamento de parede próxima, embora ilustradas como relativamente maiores, podem ser muito pequenas, de modo que as passagens de resfriamento de parede próxima tenham uma área de corte transversal muito menor em comparação à área de corte transversal ilustrada nas Figuras.

[030] De volta à Figura 5, um corte transversal exemplificativo do aerofólio 78 da Figura 2 que mostra a estrutura interna do aerofólio 78 sem as estruturas de redução de estresse térmico, ilustra melhor uma espessura aumentada das paredes internas adjacentes às estruturas de nervura e parede interna em comparação à Figura 4. O aerofólio 78 da Figura 5 pode ser substancialmente similar ao aerofólio 78 da Figura 4 e estruturas similares serão identificadas com números similares aumentados em cem. Deve ser notado que o aerofólio 78 da Figura 5 é exemplificativo do problema do aerofólio 78 que a Figura 4 resolve.

[031] Conforme pode ser notado, as cavidades 140, 145, 156, 158, 174, 176 da Figura 4 foram substituídas por uma extensão de paredes 226, 242, 262, 264, entre respectivas nervuras estruturais 222, 246 na Figura 5. Como tais, as cavidades 140, 145, 156, 158, 174, 176 compreendem, agora, uma pluralidade de áreas de parede espessada 240, 245, 256, 258, 274, 276 na Figura 5. As áreas de parede espessada 240, 245, 256, 258, 274, 276 definem um volume maior em que o calor pode residir dentro do interior 96 do aerofólio 78. À medida que o calor é acumulado nas áreas de parede espessada 240, 245, 256, 258, 274, 276, o aerofólio 78 não é suficientemente resfriado pelo fluido de resfriamento que passa dentro do aerofólio 78. O calor excessivo pode causar danos ou falhas ao aerofólio 78 durante a operação. Adicionalmente, a espessura aumentada de porções do aerofólio 78 pode resistir ou impedir a flexão natural do aerofólio 78 durante a operação, o que pode levar adicionalmente a danos ou falhas. Desse modo, as estruturas de redução de estresse térmico ilustradas na Figura 4 fornecem resfriamento eficaz para passagens ou circuitos de resfriamento dentro do aerofólio 78, em que paredes espessadas de outro modo podem se desenvolver com a introdução de passagens de resfriamento de parede próxima dispostas adjacentes às nervuras estruturais.

[032] Conforme pode ser notado, o interior 96 do aerofólio 78 pode compreender uma pluralidade de passagens definida por pelo menos uma nervura estrutural que se estende entre a parede lateral de pressão 98 e a parede lateral de sucção 100. Adicionalmente, pelo menos uma parede interior pode definir uma pluralidade de passagens de resfriamento de parede próxima 132, de modo que pelo menos uma estrutura de redução de estresse térmico, como uma cavidade 140, possa ser fornecida entre a nervura estrutural e a parede. O aerofólio 78 pode compreender múltiplas estruturas de redução de estresse térmico, em que cada uma pode ser associada a pelo menos uma passagem de resfriamento de parede próxima 132.

[033] Deve ser notado adicionalmente que a estrutura de redução de estresse térmico pode ser adjacente à parede lateral de pressão 98, à parede lateral de sucção 100, ao bordo de ataque 102 ou ao bordo de fuga 104. As estruturas de redução de estresse térmico, com relação ao comprimento radial do aerofólio 78, podem se estender ao longo do comprimento inteiro das passagens, nervuras, ou paredes associadas às mesmas, ou se estender apenas parcialmente ao longo do comprimento do aerofólio 78, de modo que a estrutura de redução de estresse térmico seja colocada em pontos vantajosos ou comprimentos ao longo do comprimento radial de passagens ou circuitos de resfriamento associados.

[034] Deve ser notado adicionalmente que as paredes internas que definem as passagens de resfriamento de parede próxima definem adicionalmente uma estrutura de parede dupla que compreende a parede interna e pelo menos um dentre a parede lateral de pressão, a parede lateral de sucção, o bordo de ataque e o bordo de fuga. As estruturas de redução de estresse térmico fornecem alívio da espessura de parede excessiva que pode se desenvolver em uma junção entre uma nervura e uma parede interna, parede externa ou uma estrutura de parede dupla.

[035] Deve ser adicionalmente notado que as estruturas de redução de estresse térmico podem fornecer alívio de calor para a estrutura interna do aerofólio 78, em que a espessura das paredes internas, nervuras, estruturas, ou uma combinação das mesmas pode reter uma quantidade maior de calor ou impedir resfriamento eficaz para as áreas espessas. Adicionalmente, as estruturas de redução de estresse térmico podem promover flexão natural do aerofólio 78, especialmente durante o estresse de operação, em que a rigidez excessiva pode causar fissura ou falha do aerofólio 78.

[036] As várias realizações de sistemas, métodos e outros dispositivos em relação à invenção revelada no presente documento fornecem redução de espessura melhorada como uma estrutura de redução de estresse térmico para o interior de uma pá de turbina. Uma vantagem que pode ser realizada na prática de algumas realizações dos sistemas descritos é que uma ou mais passagens ou circuitos de resfriamento de parede próxima podem ser utilizados em combinação com uma ou mais estruturas de redução de estresse térmico para incorporar o circuito de resfriamento de parede próxima sem aumentar de modo desnecessário a espessura da estrutura interna e permitir a flexão apropriada do aerofólio. Os circuitos de resfriamento de parede próxima e as estruturas de redução de estresse térmico implantados fornecem resfriamento e gerenciamento de fluxo de ar ótimos no interior do aerofólio, a fim de manter a operação de motor eficaz em temperaturas elevadas, aumentando a eficácia de motor e vida útil. Embora as realizações específicas sejam descritas em termos de um aerofólio na forma de uma pá de turbina, a descrição é igualmente aplicável a qualquer aerofólio dentro do motor de turbina a gás, que inclui, sem limitação, lâminas de turbina, pás de compressor e lâminas de compressor.

[037] Esta descrição escrita usa exemplos para revelar a invenção, incluindo o melhor modo, e para possibilitar que qualquer pessoa versada na técnica pratique a invenção, incluindo fazer e usar quaisquer dispositivos ou sistemas e realizar quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações, e pode incluir outros exemplos que ocorram àqueles versados na técnica. Tais outros exemplos são destinados a estar dentro do escopo das reivindicações se os mesmos tiverem elementos estruturais que não diferem da linguagem literal das reivindicações, ou se os mesmos incluírem elementos estruturais equivalentes com diferenças não substanciais da linguagem literal das reivindicações.

Lista de Componentes 10 motor de turbina a gás 12 eixo geométrico longitudinal (linha central) 14 dianteiro 16 traseiro 18 seção de ventilador 20 ventilador 22 seção de compressor 24 compressor de baixa pressão (LP) 26 compressor de alta pressão (HP) 28 seção de combustão 30 combustor 32 seção de turbina 34 turbina de HP

36 turbina de LP 38 seção de escape 40 invólucro de ventilador 42 pás de ventilador 44 núcleo 46 invólucro de núcleo 48 eixo de HP/bobina de HP

50 eixo de LP/bobina de LP 52 estágio de compressor 54 estágio de compressor 56 pá de compressor 58 pá de compressor 60 lâmina de compressor (bocal) 62 lâmina de compressor (bocal) 64 estágio de turbina 66 estágio de turbina 68 pá de turbina 70 pá de turbina 72 lâmina de turbina 74 lâmina de turbina 76 cauda de andorinha 78 aerofólio 80 ponta 82 raiz 84 plataforma 88 primeira passagem de entrada 90 segunda passagem de entrada 92 terceira passagem de entrada 92a entrada lateral anterior 92b entrada lateral posterior 94 saída de passagem 96 interior 98 parede lateral de pressão 100 parede lateral de sucção 102 bordo de ataque 104 bordo de fuga 120 primeira passagem interna 122 primeira nervura estrutural 124 primeiro eixo geométrico de nervura 126 primeira parede 130 primeiro eixo geométrico de parede 132 passagens de resfriamento de parede próxima 136 primeira junção 140 cavidade 142 segunda parede 143 segunda junção 144 segundo eixo geométrico de parede 145 segunda cavidade 146 segunda nervura estrutural 147 abertura de impacto 148 segundo eixo geométrico de nervura 150 passagem de resfriamento de bordo de ataque 152 terceira junção 154 quarta junção 156 terceira cavidade 158 quarta cavidade 160 segunda passagem interna 162 terceira parede 164 quarta parede 166 terceiro eixo geométrico de parede 168 quarto eixo geométrico de parede 170 quinta junção 172 sexta junção 174 quinta cavidade 176 sexta cavidade 180 passagens internas 220 primeira passagem interna 222 primeira nervura estrutural 224 primeiro eixo geométrico de nervura 226 primeira parede 230 primeiro eixo geométrico de parede 232 passagens de resfriamento de parede próxima 236 primeira junção 240 parede espessada 242 segunda parede 243 segunda junção 244 segundo eixo geométrico de parede 245 parede espessada 246 segunda nervura estrutural 247 abertura de impacto 248 segundo eixo geométrico de nervura 250 passagem de resfriamento de bordo de ataque 252 terceira junção 254 quarta junção 256 parede espessada 258 parede espessada 260 segunda passagem interna 262 terceira parede 264 quarta parede 266 terceiro eixo geométrico de parede 268 quarto eixo geométrico de parede 270 quinta junção 272 sexta junção 274 parede espessada 276 parede espessada 280 passagem interna Reivindicações

Claims (10)

1. AEROFÓLIO [78] PARA UM MOTOR DE TURBINA A GÁS, sendo que o aerofólio [78] é caracterizado pelo fato de que compreende: uma superfície externa que delimita um interior [96] e que define um lado de pressão [98] e um lado de sucção [100] de extensão axial entre um bordo de ataque [102] e um bordo de fuga [104] e que se estende radialmente entre uma raiz [82] e uma ponta [80]; uma nervura estrutural [122] que abrange o interior [96] e se estende entre o lado de pressão [98] e o lado de sucção [100] da superfície externa para definir uma primeira direção de extensão; uma parede [126] localizada próxima e que se estende ao longo da superfície externa na segunda direção de extensão, em que a parede [126] define pelo menos parcialmente uma passagem de resfriamento de parede próxima [132] adjacente à superfície externa; e uma estrutura de redução de estresse térmico [140] fornecida entre a nervura estrutural [122] e a parede [126] em uma posição adjacente a uma junção [136] da primeira e segunda direções de extensão.

2. AEROFÓLIO [78], de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a estrutura de redução de estresse térmico [140] compreende um vão entre a nervura estrutural [122] e a parede [126] na junção [136].

3. AEROFÓLIO [78], de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que o vão é menor ou igual à espessura de corte transversal de pelo menos uma dentre a nervura estrutural [122] ou parede [126].

4. AEROFÓLIO [78], de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que o vão é menor ou igual à espessura de corte transversal do mínimo da espessura de corte transversal da nervura estrutural [122] e da parede [126].

5. AEROFÓLIO [78], de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que o vão é adjacente ao lado de sucção [100].

6. AEROFÓLIO [78], de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que o vão é adjacente ao bordo de ataque [102].

7. AEROFÓLIO [78], de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que o aerofólio [78] é uma pá [68] para um primeiro estágio [64] de um disco de rotor de turbina [48].

8. AEROFÓLIO [78], de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a estrutura de redução de estresse térmico [140] é adjacente ao lado de sucção [100].

9. AEROFÓLIO [78], de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que a estrutura de redução de estresse térmico [140] é adjacente ao bordo de ataque [102].

10. AEROFÓLIO [78], de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o aerofólio [78] é um aerofólio [78] para pelo menos uma dentre uma pá [56, 58, 68, 70] ou lâmina [60, 62, 72, 74] para uma turbina [22] ou compressor [32].