BR102016024900A2 - Compressors - Google Patents

Abstract

trata-se de um aparelho compressor que inclui: uma superfície de trajetória de fluxo interna (450); uma superfície de trajetória de fluxo externa; um arranjo de aerofólios de estator (452) que se estende entre as superfícies de trajetória de fluxo interna e externa; e um arranjo de aletas divisoras em formato de aerofólio (552, 652) que se estende a partir de pelo menos uma dentre as superfícies de trajetória de fluxo interna e externa, sendo que as aletas divisoras (552, 652) alternam com os aerofólios de estator (452), em que pelo menos uma dentre uma dimensão de corda das aletas divisoras (552, 652) nas raízes das mesmas e uma dimensão de envergadura das aletas divisoras (552, 652) é menor do que uma dimensão correspondente dos aerofólios de estator (452).

Description

“APARELHOS COMPRESSORES” Antecedentes da Invenção [001] Esta invenção refere-se, em geral, a compressores de turbomáquina e, mais particularmente, se refere a aerofólios de estator e 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 acoplada mecanicamente 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 bem 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 em que inclui, cada um, um disco giratório com uma fileira de aerofólios de fluxo axial, denominados lâminas de rotor. Tipicamente, esse tipo de compressor também inclui aerofólios estacionários que se alternam com os aerofólios de rotor, denominados aletas de estator. As aletas de estator são tipicamente ligadas em suas extremidades interna e externa por estruturas de parede de extremidade arqueadas (por exemplo, um cubo ou um compartimento).

[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 entre pressão de entrada e pressão de saída). Também é desejável incluir o menor número de estágios de compressor possível. Entretanto, há 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 estator ou rotor. Entretanto, à medida que a contagem de aerofólio é reduzida, a solidez de parede de extremidade reduzida tende a fazer com que o fluxo de ar na região de parede de extremidade do aerofólio se separe de modo indesejado da superfície de aerofólio.

[005] Consequentemente, permanece uma necessidade para um compressor que seja operável com uma faixa de estol suficiente e um equilibro aceitável de desempenho estrutural e aerodinâmico.

Descrição Resumida [006] Essa necessidade é abordada por um compressor axial que tem uma fileira de aleta de estator que inclui aerofólios de aleta de estator e aerofólios divisores.

Breve Descrição das Figuras [007] A invenção pode ser mais bem compreendida a título de referência à descrição a seguir, feita em conjunto com as figuras anexas, nas quais: A Figura 1 é uma vista esquemática em corte transversal de um motor de turbina a gás que incorpora um aparelho compressor; 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; A Figura 11 é uma vista lateral tomada ao longo das linhas 11-11 da Figura 9; A Figura 12 é uma vista em perspectiva de uma porção de um estator de um aparelho de compressor; A Figura 13 é outra vista em perspectiva do estator da Figura 12; A Figura 14 é uma vista lateral de uma aleta de estator mostrada na Figura 12; e A Figura 15 é uma vista lateral de uma aleta divisora mostrada na Figura 12.

Descrição Detalhada da Invenção [008] Referindo-se aos desenhos em que as referências numéricas idênticas indicam os mesmos elementos ao longo das várias vistas, a Figura 1 ilustra uma porção de um motor de turbina a gás, geralmente designado 10. O motor 10 tem um eixo geométrico de linha central longitudinal 11 e inclui, em sequência de fluxo axial, um ventilador 12, um compressor de baixa pressão ou “intensificador” 14, e um compressor de alta pressão (“HPC”) 16.

[009] Será entendido que o ventilador 12 e intensificador 14 são acionados por uma turbina de baixa pressão (“LPT”) que não é ilustrada na Figura 1, por meio de um eixo interno 18. O ventilador giratório 12 opera para gerar um fluxo de ar de ventilador pressurizado, uma porção do qual entra no intensificador 14 e o HPC 16, e uma porção do qual é descarregada através de um duto de desvio 20. O intensificador giratório 14 sobrecarrega o fluxo no HPC 16.

[010] Será entendido adicionalmente que o HPC 16 é acionado por uma turbina de alta pressão (“HPT”) que não é ilustrada na Figura 1, por meio de um eixo externo 22. O HPC giratório opera para gerar um fluxo de núcleo que passa através de um núcleo do motor 10.

[011] Embora o exemplo ilustrado seja um motor turbofan de alta derivação, os princípios da presente invenção são igualmente aplicáveis em outros tipos de motores, tais como turboeixos, turbojatos e turbofans de baixa derivação.

[012] Observa-se que, conforme usado no presente documento, os termos “axial” e “longitudinal” se referem, ambos, 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 referem a uma direção mutuamente perpendicular às direções axial e tangencial. Conforme usado no presente documento, o termo “dianteiro” ou “frontal” se refere um 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 a uma 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 somente por motivos de conveniência na descrição e não necessitam de uma orientação particular das estruturas descritas desse modo.

[013] 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 montadas em um disco giratório 34, e uma fileira de aerofólios estacionários ou aletas 36. As aletas 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.

[014] As Figuras 2 a 6 ilustram uma porção de um rotor 38 construída de acordo com uma primeira realização exemplificativa da presente invenção e adequada para inclusão no HPC 16. Como 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.

[015] O rotor 38 inclui um disco 40 com uma orla 42 e uma margem 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. A margem 44 tem uma extremidade dianteira 46 e uma extremidade traseira 48. Uma superfície de trajetória de fluxo anular 50 se estende entre as extremidades dianteira e traseira 46, 48.

[016] Um arranjo de lâminas de compressor 52 se estende a partir da superfície de trajetória de fluxo 50. Cada lâmina de compressor se estende a partir de uma raiz 54 na superfície de trajetória de fluxo 50 até 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) “S1” definida como a distância radial da raiz 54 até a ponta 56, e uma corda (ou dimensão de corda) “C1” 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 C1 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.

[017] Conforme visto na Figura 4, a superfície de trajetória de fluxo 50 não é um corpo de revolução. Em vez disso, a superfície de trajetória de fluxo 50 tem um perfil de superfície não axissimétrico. Como um exemplo de um perfil de superfície não axissimétrico, o mesmo pode ser contornado com uma curva côncava ou “vieira” 66 entre cada par adjacente de lâminas de compressor 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 trajetória de fluxo tem seu raio máximo (ou profundidade radial mínima da vieira 66) nas raízes de lâmina de compressor 54, e tem seu raio mínimo (ou profundidade radial máxima “d” da vieira 66) em uma posição aproximadamente a meio caminho entre as lâminas adjacentes de compressor 52.

[018] Na operação transiente ou de estado constante, essa configuração de vieira é eficaz para reduzir a magnitude da concentração de estresse de arco térmico e mecânico nas interseções de cubo de aerofólio na margem 44 ao longo da superfície de trajetória de fluxo 50. Isso contribui para o objetivo de alcançar vida de componente aceitavelmente longa do disco 40. Um efeito colateral aerodinamicamente adverso de formato de vieira da trajetória de fluxo 50 é aumentar a área de fluxo de trajetória de rotor 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 uma 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 traseira, por exemplo, de aproximadamente 75% da distância de corda C1 a partir do bordo de ataque 62.

[019] Um arranjo de lâminas divisoras 152 se estende a partir da superfície de trajetória 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 inclinadas circunferencialmente entre duas lâminas adjacentes de compressor 52, ou alinhadas circunferencialmente com a porção d mais profunda da vieira 66. Estabelecido de outra maneira, as lâminas de compressor 52 e as lâminas divisoras 152 se alternam ao redor da periferia da superfície de trajetória de fluxo 50. Cada lâmina divisora 152 se estende a partir de uma raiz 154 na superfície de trajetória de fluxo 50 até uma ponta 156, e inclui um lado de pressão côncavo 158 unido a um lado de sucção 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 até 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.

[020] As lâminas divisoras 152 funcionam para aumentar localmente a solidez de cubo do rotor 38 e, desse modo, impedir a separação de fluxo mencionada acima 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 para lâmina. Entretanto, isso tem um efeito colateral indesejável de aumentar as perdas de atrito da área de superfície aerodinâmicas que se manifestariam como eficácia aerodinâmica reduzida e peso de rotor aumentado. Portanto, as dimensões das lâminas divisoras 152 e suas posições podem ser selecionadas para impedir a separação de fluxo enquanto minimizam-se suas áreas 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 à margem 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 S1 e corda C1 das lâminas de compressor 52. Essas podem ser denominadas lâminas divisoras “de envergadura parcial” e/ou “de corda parcial”. Por exemplo, a envergadura S2 pode ser igual a ou menor do que a envergadura S1. Preferencialmente, para reduzir perdas por atrito, a envergadura S2 é 50% ou menos da envergadura S1. Mais preferencialmente, para as menores perdas por atrito, a envergadura S2 é 30% ou menos da envergadura S1. Como outro exemplo, a corda C2 pode ser igual a ou menor do que a corda C1. Preferencialmente, para as menores perdas por atrito, a corda C2 é 50% ou menos da corda C1.

[021] 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 os estresses e condições ambientais antecipados durante a operação. Os exemplos não limitantes 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 representados como um todo integral, unitário ou monolítico. Esse tipo de estrutura pode ser denominado “disco laminado” ou “blisk”. Os princípios da presente invenção são igualmente aplicáveis a um rotor composto de componentes separados (não mostrados).

[022] As Figuras 7 a 11 ilustram uma porção de um rotor 238 construída de acordo com uma segunda realização exemplificativa da presente invenção e adequada para inclusão no HPC 16. Como 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.

[023] O rotor 238 inclui um disco 240 com uma orla 242 e uma margem 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. A margem 244 tem uma extremidade dianteira 246 e uma extremidade traseira 248. Uma superfície de trajetória de fluxo anular 250 se estende entre as extremidades dianteira e traseira 246, 248.

[024] Um arranjo de lâminas de compressor 252 se estende a partir da superfície de trajetória de fluxo 250. Cada lâmina de compressor 252 se estende a partir de uma raiz 254 na superfície de trajetória de fluxo 250 até uma ponta 256, e inclui um lado de pressão côncavo 258 unido a um lado de sucção 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 até 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.

[025] As lâminas de compressor 252 são distanciadas de modo uniforme ao redor da periferia da superfície de trajetória de fluxo 250. Um espaçamento circunferencial médio “s” (consulte a Figura 9) entre as lâminas adjacentes de compressor 252 é definido como s=2Trr/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” 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 do 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.

[026] Conforme visto na Figura 9, a superfície de trajetória de fluxo 250 é mostrada como um corpo de revolução (isto é, axissimétrico). Opcionalmente, a superfície de trajetória de fluxo 250 pode ter um perfil de superfície não axissimétrico, conforme descrito acima, para a superfície de trajetória de fluxo 50.

[027] 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 de 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 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 traseira, por exemplo, de aproximadamente 75% da distância de corda C3 a partir do bordo de ataque 262 também denominada “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.

[028] Um arranjo de lâminas divisoras 352 se estende a partir da superfície de trajetória 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 inclinadas entre as duas lâminas adjacentes de compressor 252. Estabelecido de outra maneira, as lâminas de compressor 252 e as lâminas divisoras 352 se alternam ao redor da periferia da superfície de trajetória de fluxo 250. Cada lâmina divisora 352 se estende a partir de uma raiz 354 na superfície de trajetória de fluxo 250 até uma ponta 356, e inclui um lado de pressão côncavo 358 unido a um lado de sucção 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 até 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.

[029] As lâminas divisoras 352 funcionam para aumentar localmente a solidez de cubo do rotor 238 e impedir, desse modo, a separação de fluxo mencionada acima 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 para lâmina. Entretanto, isso tem o efeito colateral indesejável de aumento de perdas de atrito de área de superfície aerodinâmicas que se manifestariam como eficácia aerodinâmica reduzida e aumento de peso de rotor. Portanto, as dimensões das lâminas divisoras 352 e suas posições podem ser selecionadas para impedir a separação de fluxo enquanto minimizam-se suas áreas 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 S2 e/ou a corda C2 das lâminas divisoras 352 podem ser alguma fração menor que a unidade da envergadura correspondente S1 e da corda C1 das lâminas de compressor 252. Essas podem ser denominadas lâminas divisoras “de envergadura parcial” e/ou “de corda parcial”. Por exemplo, a envergadura S4 pode ser igual a ou menor do que a envergadura S3. Preferencialmente, para reduzir perdas por atrito, a envergadura S4 é 50% ou menos da envergadura S3. Mais preferencialmente, para as perdas por atrito menores, a envergadura S4 é 30% ou menos da envergadura S3. Como outro exemplo, a corda C4 pode ser igual a ou menor do que a corda C3. Preferencialmente, para as menores perdas por atrito, a corda C4 é 50% ou menos da corda C3.

[030] 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.

[031] Diversas porções do motor 10 mostrado na Figura 1 incorporam estruturas de estator, definidas no presente documento como elementos de giro de fluxo de ar estacionários. Por exemplo, o duto de desvio 20 inclui um arranjo de aletas de guia de saída de ventilador em formato de fluxo de ar (“OGVs”) 400 ligado nas extremidades interna e externa por uma carenagem de núcleo 402 e uma carenagem de ventilador 404, respectivamente. O intensificador 14 inclui diversas fileiras de aletas de guia de intensificador em formato de fluxo de ar 406 ligadas em extremidades interna e externa, respectivamente por uma faixa interna 408 e um invólucro 410. Por fim, o HPC 16 inclui diversas fileiras de aletas de estator de compressor em formato de fluxo de ar 452 ligadas por uma faixa interna 444 e um invólucro 470, respectivamente. Para os propósitos deste documento, o OGVs 400, as aletas de guia de intensificador 406 e as aletas de estator de compressor 452 podem ser, todos, considerados “aerofólios de estator”.

[032] As Figuras 12 e 13 ilustram uma porção de uma fileira das aletas de estator de compressor 452. As aletas de estator ilustradas 452 podem ser incorporadas em um ou mais dentre os estágios do HPC 16. Além disso, as aletas de estator 452 constituem “aerofólios de estator” que são representativos, de maneira conceituai, de qualquer estrutura de estator, e os princípios descritos no presente documento podem ser incorporados opcionalmente nas aletas de guia de saída 400 e/ou nas aletas de guia de intensificador 406.

[033] A faixa interna 444 define uma superfície de trajetória de fluxo interna anular 450 que se estende entre as extremidades dianteira e traseira 446, 448. O invólucro 470 define uma superfície de trajetória de fluxo externa anular 472 que se estende entre as extremidades dianteira e traseira 474, 476.

[034] As aletas de estator 452 se estendem entre as superfícies de trajetória de fluxo interna e externa 450, 472. Cada aleta de estator 452 se estende a partir de uma raiz 454 na superfície de trajetória de fluxo interna 450 até uma ponta 456 na superfície de trajetória de fluxo externa 472, e inclui um lado de pressão côncavo 458 unido a um lado de sucção convexo 460 em um bordo de ataque 462 e um bordo de fuga 464. Conforme melhor visto na Figura 14, cada aleta de estator 452 tem uma envergadura (ou dimensão de envergadura) “S5” definida como a distância radial da raiz 454 para a ponta 456, e uma corda (ou dimensão de corda) “C5” definida como o comprimento de uma linha reta imaginária que conecta o bordo de ataque 462 e o bordo de fuga 464. Dependendo do projeto específico da aleta de estator 452, sua corda C5 pode ser diferente em diferentes localizações ao longo da envergadura S5. Para propósitos da presente invenção, a medição relevante será a corda C5 na raiz 454 ou ponta 456.

[035] As aletas de estator 452 são distanciadas de modo uniforme ao redor da periferia da superfície de trajetória de fluxo interna 450. As aletas de estator 452 têm um espaçamento circunferencial médio “s”, definido conforme descrito acima (consulte a Figura 13). Um parâmetro não dimensional denominado “solidez” é definido como c/s, em que “c” é igual à corda de lâmina conforme descrito acima. No exemplo ilustrado, as aletas de compressor 452 podem ter um espaçamento que é significativamente maior do que um espaçamento que seria esperado na técnica anterior, que resulta em uma solidez de aleta significativamente menor do que seria esperado na técnica anterior.

[036] Conforme visto nas Figuras 12 e 13, as superfícies de trajetória de fluxo interna e externa 450, 472 são mostradas como corpos de revolução (isto é, estruturas axissimétricas). Opcionalmente, qualquer uma ou ambas as superfícies de trajetória de fluxo interna ou externa 450, 472 podem ter um perfil de superfície não axissimétrico conforme descrito acima para a superfície de trajetória de fluxo 50.

[037] A solidez de aleta reduzida terá o efeito de reduzir o peso, aperfeiçoar o desempenho de estator, e simplificar a fabricação minimizando-se o número total de aerofólios de aerofólios usados em um determinado estágio de estator. Um efeito colateral aerodinamicamente adverso de solidez de estator reduzida é aumentar a área de fluxo de trajetória de rotor entre as aletas adjacentes de estator 452. Esse aumento na passagem de estator 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 460 da aleta de estator 452, na porção interior próxima à raiz 454, e em uma localização traseira, por exemplo, aproximadamente 75% da distância de corda C5 a partir do bordo de ataque 462 também denominada “separação de fluxo de cubo”. O mesmo também tende a causar separação de fluxo indesejável no lado de sucção 460 da aleta de estator 452, na porção externa próxima à ponta 456, e em uma localização traseira, por exemplo, aproximadamente 75% da distância de corda C5 a partir do bordo de ataque 462, também denominada “separação de fluxo de envoltório”. Em geral, ambas essas condições podem ser denominadas “separação de parede de extremidade”. Para qualquer projeto de estator determinado, o espaçamento de aleta de estator pode ser selecionado intencionalmente para produzir uma solidez baixa o suficiente para resultar em separação de parede de extremidade sob condições operacionais esperadas.

[038] Para neutralizar esse efeito colateral adverso, uma ou ambas as superfícies de trajetória de fluxo interna e externa 450, 472 podem ser dotadas de um arranjo de aletas divisoras. No exemplo mostrado na Figura 12, um arranjo de aletas divisoras 552 se estende radialmente para dentro a partir da superfície de trajetória de fluxo externa 472. Uma aleta divisora 552 é disposta entre cada par de aletas de estator 452. Na direção circunferencial, as aletas divisoras 552 podem ser localizadas a meio caminho ou circunferencialmente inclinadas entre as duas aletas adjacentes de estator 452. Estabelecido de outra maneira, as aletas de estator 452 e as aletas divisoras 552 se alternam ao redor da periferia da superfície de trajetória de fluxo externa 472. Cada aleta divisora 552 se estende a partir de uma raiz 554 na superfície de trajetória de fluxo externa 472 até uma ponta 556, e inclui um lado de pressão côncavo 558 unido a um lado de sucção convexo 560 em um bordo de ataque 562 e em um bordo de fuga 564. Conforme melhor visto na Figura 15, cada aleta divisora 552 tem uma envergadura (ou dimensão de envergadura) “S6” definida como a distância radial da raiz 554 até uma ponta 556, e uma corda (ou dimensão de corda) “C6” definida como o comprimento de uma linha reta imaginária que conecta o bordo de ataque 562 e o bordo de fuga 564. Dependendo do projeto específico da aleta divisora 552, sua corda C6 pode ser diferente em diferentes localizações ao longo da envergadura S6. Para os propósitos da presente invenção, a medição relevante é a corda C6 na raiz 554.

[039] As aletas divisoras 552 funcionam para aumentar localmente a solidez de cubo do estator e evitar, desse modo, a separação de fluxo mencionada acima a partir das aletas de estator 452. Um efeito similar pode ser obtido simplesmente aumentando-se o número de aletas de estator 452 e reduzindo, portanto, o espaçamento aleta para aleta. Entretanto, isso tem o efeito colateral indesejável de aumento de perdas de atrito de área de superfície aerodinâmicas que se manifestariam como eficácia aerodinâmica reduzida e aumento de peso de estator. Portanto, as dimensões das aletas divisoras 552 e a posição das mesmas podem ser selecionadas para impedir a separação de fluxo enquanto minimiza-se a área de superfície das mesmas. As aletas divisoras 552 são posicionadas de modo que os bordos de fuga das mesmas 564 estejam aproximadamente na mesma posição axial dos bordos de fuga 464 das aletas de estator 452, em relação à superfície de trajetória de fluxo externa 472. Isso pode ser observado na Figura 15. A envergadura S6 e/ou a corda C6 das aletas divisoras 552 podem ser alguma fração menor do que a unidade da envergadura correspondente S5 e corda C5 das aletas de estator 452. Essas podem ser denominadas aletas divisoras “de envergadura parcial” e/ou “de corda parcial”. Por exemplo, a envergadura S6 pode ser igual a ou menor do que a envergadura S5. Preferencialmente, para reduzir perdas por atrito, a envergadura S6 é 50% ou menos da envergadura S5. Mais preferencialmente, para as perdas por atrito menores, a envergadura S6 é 30% ou menos da envergadura S5. Como outro exemplo, a corda C6 pode ser igual a ou menor do que a corda C5. Preferencialmente, para as menores perdas por atrito, a corda C6 é 50% ou menos da corda C5.

[040] A Figura 13 ilustra um arranjo de aletas divisoras 652 que se estende radialmente para fora a partir da superfície de trajetória de fluxo interna 450. Uma aleta divisora 652 é disposta entre cada par de aletas de estator 652. Diferentemente do fato de que as mesmas se estendem a partir da superfície de trajetória de fluxo interna 450, as aletas divisoras 652 podem ser idênticas às aletas divisoras 552 descritas acima, em termos de formato das mesmas, posição circunferencial em relação às aletas de estator 452 e as dimensões de envergadura e de corda das mesmas. Conforme observado acima, as aletas divisoras podem ser incorporadas opcionalmente na superfície de trajetória de fluxo interna, ou na superfície de trajetória de fluxo externa 472, ou em ambas.

[041] O aparelho compressor descrito no presente documento com lâminas divisoras e/ou aletas divisoras aumenta o nível de solidez de parede de extremidade localmente, reduz o nível de carregamento aerodinâmico de parede de extremidade localmente, e suprime a tendência da porção de aerofólio adjacente à parede de extremidade para desejar separar na presença da superfície de trajetória de fluxo de parede de extremidade contornada não axissimétrica, ou com uma contagem de aerofólio reduzida em uma trajetória de fluxo axissimétrica. O uso de uma aleta ou lâmina divisora de envergadura parcial e/ou de corda parcial é eficaz para manter os níveis de solidez das seções intermediária e superior do aerofólio inalterados a partir de um valor nominal, e, portanto, manter o desempenho de seção de aerofólio superior e intermediário.

[042] A seção anterior descreveu um aparelho de compressor. Todos os recursos revelados neste relatório descritivo (incluindo quaisquer reivindicações, resumo e figuras anexas) e/ou todas as etapas de qualquer método ou processo aqui revelado podem ser combinados em qualquer combinação, exceto em combinações em que pelo menos alguns dentre tais recursos e/ou etapas sejam mutuamente exclusivos.

[043] Cada recurso revelado neste relatório descritivo (incluindo quaisquer reivindicações, resumo e figuras anexas) pode ser substituído por recursos alternativos que servem para o mesmo propósito ou um propósito equivalente ou similar, a menos que seja expressamente estabelecido de outro modo. Portanto, a menos que seja expressamente estabelecido de outro modo, cada recurso revelado é apenas um exemplo de uma série genérica de recursos equivalentes ou similares.

[044] A invenção não se restringe aos detalhes da(s) realização(ões) antecedente(s). A invenção se estende a quaisquer recursos inovadores ou qualquer combinação inovadora dos recursos revelados neste relatório descritivo (incluindo quaisquer reivindicações, resumo e figuras anexas), ou a quaisquer etapas inovadoras ou qualquer combinação inovadora das etapas de qualquer método ou processo aqui revelado.

Lista de Componentes motor de turbina 10 eixo geométrico de linha central longitudinal 11 ventilador 12 compressor de baixa pressão 14 compressor de alta pressão 16 eixo interno 18 duto de desvio 20 eixo externo 22 rotor 38 disco 40 orla 42 margem 44 extremidade dianteira 46 extremidade traseira 48 superfície de trajetória de fluxo 50 lâminas de compressor 52 raiz 54 ponta 56 lado de pressão 58 lado de sucção 60 bordo de ataque 62 bordo de fuga 64 vieira 66 lâminas divisoras 152 raiz 154 ponta 156 lado de pressão 158 lado de sucção 160 bordo de ataque 162 bordo de fuga 164 rotor 238 disco 240 orla 242 margem 244 extremidade dianteira 246 extremidade traseira 248 superfície de trajetória de fluxo 250 lâminas de compressor 252 raiz 254 ponta 256 lado de pressão 258 lado de sucção 260 bordo de ataque 262 bordo de fuga 264 lâmina divisora 352 raiz 354 ponta 356 lado de pressão 358 lado de sucção 360 bordo de ataque 362 bordo de fuga 364 aletas de guia de saída de ventilador 400 carenagem de núcleo 402 carenagem de ventilador 404 aletas de guia de intensificador 406 faixa interna 408 invólucro 410 faixa interna 444 extremidade dianteira 446 extremidade traseira 448 superfície de trajetória de fluxo interna 450 aletas de estator 452 Raiz 454 lado de pressão 458 lado de Sucção 460 bordo de ataque 462 bordo de fuga 464 invólucro 470 superfície de trajetória de fluxo externa 472 extremidade dianteira 474 extremidade posterior 476 aletas divisoras 552 raiz 554 ponta 556 lado de pressão 558 lado de sucção 560 bordo de ataque 562 bordo de fuga 564 aletas divisoras 652 Reivindicações

Claims (21)

1. APARELHO COMPRESSOR, caracterizado pelo fato de que compreende: uma parede interna arqueada que define uma superfície de trajetória de fluxo interna; uma parede externa arqueada que define uma superfície de trajetória de fluxo externa; um arranjo de aerofólios de estator de fluxo axial que se estende entre as superfícies de trajetória de fluxo interna e externa, em que os aerofólios de estator têm, cada um, uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque, e um bordo de fuga, em que os aerofólios de estator têm uma dimensão de corda e são distanciados por um espaçamento circunferencial, sendo que a razão entre a dimensão de corda e o espaçamento circunferencial define um parâmetro de solidez de aerofólio de estator; e um arranjo de aletas divisoras em formato de aerofólio que se estende a partir de pelo menos uma dentre as superfícies de trajetória de fluxo interna e externa, sendo que as aletas divisoras se alternam com os aerofólios de estator, em que as aletas divisoras têm, cada uma, uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga; em que pelo menos uma dentre uma dimensão de corda das aletas divisoras nas raízes das mesmas e uma dimensão de envergadura das aletas divisoras é menor do que a dimensão correspondente dos aerofólios de estator.

2. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que as aletas divisoras se estendem a partir de ambas as superfícies de trajetória de fluxo interna e externa.

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

4. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que pelo menos uma dentre as superfícies de trajetória de fluxo interna e externa não é um corpo de revolução.

5. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que cada uma dentre as aletas divisoras é localizada aproximadamente a meio caminho entre dois aerofólios de estator adjacentes.

6. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que as aletas divisoras são posicionadas de modo que seus bordos de fuga estejam aproximadamente na mesma posição axial dos bordos de fuga dos aerofólios de estator em relação às superfícies de trajetória de fluxo interna e externa.

7. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a dimensão de envergadura das aletas divisoras é 50% ou menos da dimensão de envergadura dos aerofólios de estator.

8. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a dimensão de envergadura das aletas divisoras é 30% ou menos da dimensão de envergadura dos aerofólios de estator.

9. APARELHO, de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que a dimensão de corda das aletas divisoras nas raízes das mesmas é 50% ou menos da dimensão de corda dos aerofólios de estator nas raízes dos mesmos.

10. APARELHO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a dimensão de corda das aletas divisoras nas raízes das mesmas é 50% ou menos da dimensão de corda dos aerofólios de estator nas raízes dos mesmos.

11. 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 trajetória de fluxo de rotor; um arranjo de lâminas de compressor de fluxo axial em formato de aerofólio que se estende radialmente para fora da superfície de trajetória de fluxo de rotor, em que as lâminas de compressor têm, cada uma, 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 distanciadas por um espaçamento circunferencial, sendo que a razão entre a dimensão de corda e o espaçamento circunferencial define um parâmetro de solidez de lâmina; um arranjo de lâminas divisoras em formato de aerofólio que se alterna com as lâminas de compressor, em que as lâminas divisoras têm, cada uma, 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 do que a dimensão correspondente das lâminas de compressor; um estator que compreende: uma parede interna arqueada que define uma superfície de trajetória de fluxo interna; uma parede externa arqueada que define uma superfície de trajetória de fluxo externa; um arranjo de aerofólios de estator de fluxo axial que se estende entre as superfícies de trajetória de fluxo interna e externa, em que os aerofólios de estator têm, cada uma, uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga, em que os aerofólios de estator têm uma dimensão de corda e são distanciados por um espaçamento circunferencial, sendo que a razão entre a dimensão de corda e o espaçamento circunferencial define um parâmetro de solidez de aerofólio de estator; e um arranjo de aletas divisoras em formato de aerofólio que se estendem a partir de pelo menos uma dentre as superfícies de trajetória de fluxo interna e externa, sendo que as aletas divisoras se alternam com os aerofólios de estator, em que as aletas divisoras têm, cada uma, uma raiz, uma ponta, um bordo de ataque e um bordo de fuga; em que pelo menos uma dentre uma dimensão de corda das aletas divisoras nas raízes das mesmas e uma dimensão de envergadura das aletas divisoras é menor do que a dimensão correspondente dos aerofólios de estator.

12. APARELHO, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que o parâmetro de solidez de lâmina é selecionado de modo a resultar em separação de fluxo de cubo sob condições operacionais normais.

13. APARELHO, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que a superfície de trajetória de fluxo de rotor não é um corpo de revolução.

14. APARELHO, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que a superfície de trajetória de fluxo de rotor inclui uma vieira côncava entre as lâminas de compressor adjacentes.

15. APARELHO, de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que a vieira tem uma profundidade radial mínima adjacente às raízes das lâminas de compressor, e tem uma profundidade radial máxima em uma posição aproximadamente a meio caminho entre as lâminas de compressor adjacentes.

16. APARELHO, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que cada lâmina divisora é localizada aproximadamente a meio caminho entre duas lâminas de compressor adjacentes.

17. APARELHO, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que as lâminas divisoras são posicionadas de modo que seus bordos de fuga estejam aproximadamente na mesma posição axial dos bordos de fuga das lâminas de compressor em relação ao disco.

18. APARELHO, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que a dimensão de envergadura das lâminas divisoras é 50% ou menos da dimensão de envergadura das lâminas de compressor.

19. APARELHO, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que a dimensão de envergadura das lâminas divisoras é 30% ou menos da dimensão de envergadura das lâminas de compressor.

20. APARELHO, de acordo com a reivindicação 19, 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.

21. APARELHO, de acordo com a reivindicação 11, 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.