ES2231127T3 - Un perfil aerodinamico para una turbomaquina de flujo axial. - Google Patents

Abstract

Un perfil aerodinámico (22) para una turbo-máquina (10) de flujo axial, teniendo el perfil aerodinámico (22) un espacio o tramo, un borde delantero (LE), un borde trasero (TE) y un perfil seccional combado que comprende una superficie de presión (30) y una superficie de succión (28) que se extienden entre el borde delantero (LE) y el borde trasero (TE), al menos un pasaje (34) de sangrado o drenaje transversal del perfil aerodinámico que está definido en el perfil aerodinámico (22), extendiéndose el pasaje (34) desde la superficie de presión (30) a través del perfil aerodinámico (22) hasta la superficie de succión (28), caracterizado porque un extremo del al menos un pasaje (34) adyacente a la superficie de succión (28) está dispuesto generalmente en un lugar sobre la superficie de succión (28) en el que, en uso, la separación de la capa límite con respecto a la superficie de succión (28) ocurriría normalmente entre la posición del espesor máximo de la sección de perfil aerodinámico (22) yel borde trasero (TE) del perfil aerodinámico (22), estando dicha posición de espesor máximo en un lugar a lo largo de una cuerda del perfil aerodinámico (22) más próximo al borde trasero (TE) que al borde delantero, formando la porción del pasaje (34) adyacente a la superficie de succión (28) un cierto ángulo hacia el borde trasero (TE) del perfil aerodinámico menor que 20o con respecto a la superficie de succión (28).

Description

Un perfil aerodinámico para una turbomáquina de flujo axial.

La presente invención se refiere, en general, a perfiles aerodinámicos para una turbo-máquina de flujo axial y, en particular, a mejoras en perfiles aerodinámicos para compresores y turbinas de flujo axial y motores de turbinas de gas.

Las turbo-máquinas de flujo axial comprenden normalmente cierto número de filas alternadas de estator y rotor en serie de flujo. Tanto las filas de estator como de rotor comprenden conjuntos anulares de perfiles aerodinámicos individuales. En el caso de las filas de estator los perfiles aerodinámicos comprenden paletas de estator y, en el caso de las filas de rotor, los perfiles aerodinámicos comprenden álabes montados sobre un rotor que gira alrededor de un eje central. Normalmente, en turbo-máquinas, las filas de rotor y estator están dispuestas en pares para formar etapas o fases. Para etapas de compresor, la disposición para cada etapa es normalmente el rotor seguido del estator, mientras que para una etapa de turbina sucede lo opuesto, es decir, el estator seguido del rotor. Las etapas individuales, y los perfiles aerodinámicos de las mismas, en uso, tienen un efecto incremental en el flujo de fluido a través de la etapa que da lugar a un efecto resultante global combinado sobre el fluido que circula a través de la turbo-máquina. Para un compresor, cada una de las etapas individuales aumenta por incrementos la presión del flujo a través de la etapa. Para una turbina, la presión disminuye a medida que es extraída energía del flujo a través de las etapas para hacer girar y accionar los rotores de la
turbina.

Con el fin de reducir el coste y el peso de turbo-máquinas, es deseable reducir el número de etapas y/o el número de perfiles aerodinámicos en las filas de cada etapa, dentro de una turbo-máquina de flujo axial de múltiples etapas. En particular, en aeromotores de turbina de gas es deseable reducir el número de etapas en las turbinas y compresores. Esto requiere que la carga de la etapa (es decir, el efecto que cada etapa tiene sobre el flujo a través de ella), y de este modo que la carga aerodinámica sobre las etapas individuales y los perfiles aerodinámicos, sea incrementada con el fin de mantener el mismo efecto total sobre la circulación del fluido a través de la turbo-máquina. Desafortunadamente, a medida que la carga aerodinámica aumenta, el flujo sobre la superficie del perfil aerodinámico tiende a separarse, causando pérdidas aerodinámicas. Esto limita la carga de la etapa que puede ser conseguida eficazmente.

En álabes de turbina altamente cargados, que operan a bajos números de Reynolds, no puede ser evitada la separación de la capa límite laminar del flujo sobre la porción trasera corriente de aguas debajo de la superficie de succión, y el álabe es diseñado de manera que la separación y transición a flujo de capa límite turbulento ocurra antes del borde trasero del álabe. Tales diseños aerodinámicos de turbina de gran sustentación, los problemas asociados con ellos y los medios propuestos para enfrentarse a algunos de estos problemas se describen en la solicitud de patente del Reino Unido número GB9920564.3, de la misma solicitante.

En compresores altamente cargados, que operan frecuentemente a elevados números de Reynolds, están presentes flujos de capa límite completamente turbulentos sobre las superficies, y el álabe es diseñado de tal manera que esta capa turbulenta no se separa de la superficie del perfil aerodinámico. Si no ocurre la separación, entonces habrá una separación abierta en el borde trasero, en la cual la capa límite no se unirá de nuevo a la superficie, dando lugar a elevadas pérdidas, desviación de flujo incrementada, giro reducido en la fila de álabes y pérdida de elevación de presión.

En el documento DE 390 486 C se describe una disposición de álabes de turbina en la que pares de álabes de turbina están separados por un espacio que permite un flujo de gas entre la presión aerodinámica y las superficies de succión. Sin embargo, la posición del espacio entre los pares de álabes de turbina es tal que el flujo de gas entre las superficies no es tal que proporcione un efecto óptimo sobre la eficacia aerodinámica de la disposición de álabes.

Por lo tanto, es deseable proporcionar un perfil aerodinámico en el que la carga aerodinámica pueda ser mejorada sin afectar significativamente la eficacia aerodinámica debido a la separación de la capa límite y/o que ofrezca generalmente mejoras.

De acuerdo con la presente invención, se proporciona una turbo-máquina de flujo axial, teniendo el perfil aerodinámico un espacio o espacio, un borde delantero, un borde trasero y un perfil seccional combado que comprende una superficie de presión y una superficie de succión que se extiende entre el borde delantero y el borde trasero; caracterizado porque está definido al menos un pasaje de sangrado o drenaje transversal de perfil aerodinámico en el perfil aerodinámico, extendiéndose el pasaje desde la superficie de presión a través del perfil aerodinámico hasta la superficie de succión, estando dispuesto un extremo del al menos un pasaje adyacente a la superficie de succión generalmente en un lugar de la superficie de succión en el que, en uso, la separación de la capa límite desde la superficie de succión ocurriría normalmente entre la posición de espesor máximo de la sección aerodinámica y el borde trasero del perfil aerodinámico, estando dicha posición de máximo espesor en un lugar a lo largo de una cuerda del perfil aerodinámico más cercana al borde trasero que al borde delantero, estando la posición del pasaje adyacente a la superficie de succión inclinada hacia el borde trasero del perfil aerodinámico según un ángulo menor que 20º con respecto a la superficie de succión.

Preferiblemente, el perfil aerodinámico está destinado, en uso, a estar altamente cargado. El perfil aerodinámico puede tener un perfil de elevada sustentación.

Preferiblemente, el al menos un pasaje está dispuesto para proporcionar, en uso, un sangrado desde la superficie de presión hasta la superficie de succión.

Preferiblemente, el al menos un pasaje comprende una pluralidad de pasajes dispuestos a lo largo del espacio del perfil aerodinámico. La pluralidad de pasajes pueden estar dispuestos en una fila esencialmente paralela al espacio del perfil aerodinámico. Además, la pluralidad de pasajes pueden estar dispuestos en al menos dos filas esencialmente paralelas al espacio del perfil aerodinámico. Los pasajes de una primea fila de las al menos dos filas pueden también estar escalonados o al tresbolillo con relación a los pasajes de una segunda fila de las al menos dos filas.

El al menos un pasaje se puede curvar a medida que el pasaje se extiende desde la superficie de presión a través del perfil aerodinámico hasta la superficie de succión.

El área en sección transversal del pasaje puede variar a medida que el pasaje se extiende desde la superficie de presión a través del perfil aerodinámico hasta la superficie de succión. Preferiblemente, existe una porción del pasaje adyacente a la superficie de succión, en la que el área en sección transversal de esta porción del pasaje disminuye hacia un extremo del pasaje adyacente hasta la superficie de succión. Alternativamente, existe una porción del pasaje adyacente a la superficie de succión, en la que el área en sección transversal de esta porción aumenta desde el pasaje hasta un extremo del pasaje adyacente a la superficie de succión.

Preferiblemente, el al menos un pasaje comprende una ranura que se extiende a lo largo de al menos parte del espacio del perfil aerodinámico y que se extiende a través del perfil aerodinámico desde el borde delantero al borde trasero.

El al menos un pasaje puede comprender una primera porción adyacente a la superficie de succión y una segunda porción adyacente a la superficie de presión, extendiéndose la primera porción a través del perfil aerodinámico según un cierto ángulo con respecto a la segunda porción. El al menos un pasaje puede comprender una pluralidad de pasajes dispuestos a lo largo del espacio del perfil aerodinámico y la segunda porción de los pasajes comprende una ranura común a al menos dos de los pasajes y que se extiende a lo largo de al menos parte del espacio del perfil aerodinámico.

Preferiblemente, el perfil aerodinámico comprende parte de un álabe para una turbo-máquina. Alternativamente, el perfil aerodinámico puede comprender parte de una paleta para una turbo-máquina.

El perfil aerodinámico puede consistir en un perfil aerodinámico de compresor. El espesor máximo del perfil aerodinámico está preferiblemente en una posición desde el borde delantero que es esencialmente dos tercios del camino a lo largo de la cuerda. Preferiblemente, un extremo del al menos un pasaje adyacente a la superficie de succión está dispuesto generalmente aguas abajo de la posición de curvatura máxima del perfil aerodinámico.

El perfil aerodinámico puede consistir en un perfil aerodinámico de turbina. Un extremo del al menos un pasaje adyacente a la superficie de presión puede estar dispuesto generalmente en una región de la superficie de presión que se extienda desde el borde delantero, en el que, en uso, ocurriría normalmente la separación de la capa límite desde la superficie de presión.

Preferiblemente, el al menos un pasaje tiene una sección transversal generalmente circular. Alternativamente, el al menos un pasaje puede tener una sección transversal elíptica.

El perfil aerodinámico puede consistir en parte de un motor de turbina de gas.

La presente invención será descrita ahora a modo de ejemplo solamente con referencia a las figuras siguientes, en las cuales:

La figura 1 muestra una representación esquemática de un motor de turbina de gas que incorpora perfiles aerodinámicos de acuerdo con la presente invención;

La figura 2 muestra una vista en sección más detallada de una sección de compresor del motor de turbina de gas mostrado en la figura 1;

La figura 3 muestra una sección transversal esquemática a lo largo de la línea X-X a través de un perfil aerodinámico de compresor de un álabe de compresor a partir del compresor mostrado en la figura 2, mostrando una primera realización de la invención;

Las figuras 4 a 6 son secciones transversales esquemáticas de perfiles aerodinámicos de compresor similares a los de la figura 3, pero mostrando realizaciones adicionales de la invención;

Las figuras 7, 8 y 9 son secciones transversales esquemáticas similares a las de la figura 3, pero a través de perfiles aerodinámicos de un álabe de turbina de un motor de turbina de gas que muestra dos realizaciones adicionales de la invención;

La figura 10 es una ilustración gráfica del cambio de velocidad del flujo de aire sobre el perfil aerodinámico de álabe del compresor;

La figura 11 es una ilustración esquemática que muestra cómo está definida la relación de paso a cuerda ya sea para una fila de perfiles aerodinámicos de turbina o de compresor.

El motor 10 de turbina de gas de la figura 1 es un ejemplo de una turbo-máquina en la que se puede utilizar la invención. Sin embargo, se apreciará de lo siguiente que la invención podría igualmente ser aplicada a otra turbo-maquinaria. El motor 10 es de configuración generalmente convencional, comprendiendo en serie en el sentido del flujo una admisión de aire 11, un ventilador 12 en conducto, compresores 13, 14 de presión intermedia y alta, respectivamente, cámaras de combustión 15, turbinas 16, 17, 18 de alta intermedia y baja presiones, respectivamente, y una tobera de salida 19 dispuestos alrededor de un eje central 1 del motor.

Cada uno de los compresores 13, 14 de presión intermedia y alta comprende cierto número de etapas, cada una de las cuales comprende un conjunto circunferencial de paletas de guía 20 estacionarias, fijas, generalmente denominadas paletas de estator, que sobresalen radialmente hacia dentro desde una caja 21 del motor hacia un pasaje de flujo anular a través de los compresores 13, 14, y un conjunto siguiente de álabes 22 de compresor que sobresalen radialmente hacia fuera desde tambores o discos rotativos 26 acoplados a cubos 27 de las turbinas 16, 17 de presiones alta e intermedia, respectivamente. Esto se muestra más claramente en la figura 2, que muestra el compresor de alta presión 14 del motor 10 de turbina de gas mostrado en la figura 1. Las secciones de turbina 16, 17, 18 tienen similarmente etapas que comprenden un conjunto de paletas de guía fijas 23 que sobresalen radialmente hacia dentro desde la caja 21 hacia un pasaje de flujo anular a través de la turbina 16, 17, 18, y un conjunto siguiente de álabes de turbina 24 que sobresalen hacia fuera desde un cubo rotativo 27. El tambor o disco 26 del compresor y los álabes 22 del mismo y el cubo rotativo 27 de la turbina y los álabes 24 de turbina de la misma giran, en funcionamiento, alrededor del eje 1 del motor.

Cada uno de los álabes 22, 24 o paletas 20, 23 del compresor y turbina comprende una sección aerodinámica 29, una plataforma sectorial 25 en el extremo radialmente interior de la sección aerodinámica 29, y una porción de raíz (no mostrada) para fijar el álabe 22, 24 al tambor, disco 26 o cubo 27, o la paleta 20, 23 a la caja 21. Las plataformas de los álabes 22, 24 se apoyan a tope a lo largo de caras rectilíneas (no mostradas) para formar una pared extrema interior esencialmente continua del pasaje de flujo anular de la turbina 15, 17, 18 o compresor 13, 14 que está dividida por lo álabes 22, 24 y las paletas 20, 23 en una serie de pasajes sectoriales.

Una primera realización de la invención se muestra en la figura 3, que es una sección transversal tomada por la línea X-X de la figura 2, a través de una sección 29 de un perfil aerodinámico típico de un álabe 22 de compresor. La flecha B indica la dirección general, paralela al eje geométrico 1 del motor, de flujo de gas a través del compresor 14 relativo a la sección 29 de perfil aerodinámico, mientras que las flechas D1 y D2 indican el flujo resultante sobre la sección 29 de perfil aerodinámico. Como se ha mencionado anteriormente, los álabes 22 del compresor giran alrededor del eje geométrico 1 en funcionamiento y el sentido de rotación con respecto a la sección 29 del perfil aerodinámico se muestra por la flecha C.

Los álabes 22 tienen una sección 29 de perfil aerodinámico combada con una superficie de succión convexa 28 y una superficie de presión cóncava 30. El perfil aerodinámico exacto está diseñado y determinado, por técnicas de análisis convencionales de dinámica de fluidos por ordenador (CFD: computacional fluid dynamics) y modelado por ordenador, para que sea de "gran sustentación", de tal manera que sostiene una gran carga de presión en comparación con diseños convencionales de perfil aerodinámico. En otras palabras, la sección 29 de perfil aerodinámico está concretamente diseñada para ser altamente cargada, a un nivel de carga muy por encima del que se espera en separación de capa límite del lado de succión y se puede evitar por optimización convencional del perfil aerodinámico. En la figura 10 se muestra una comparación de la distribución de las velocidades de este tipo de perfil aerodinámico con el de un álabe convencional.

En la figura 10 está representada gráficamente la velocidad del flujo de aire sobre las superficies de succión y presión en función de la longitud de cuerda axial del álabe. Las líneas de trazos discontinuos 60 y 62 muestran las velocidades superficiales medias sobre las superficies de succión y de presión, respectivamente, para un perfil aerodinámico de álabe de compresor convencional moderno. La comparación de las líneas llenas 64 y 66 muestra las velocidades superficiales medias sobre las superficies de succión 28 y de presión 30, respectivamente, de un perfil aerodinámico de álabe típico 22 de compresor, altamente cargado, de gran sustentación, de las figuras 3-6. La presión en cada superficie 28, 30 del perfil aerodinámico está relacionada inversamente con la velocidad, y la sustentación generada por la sección 29 de perfil aerodinámico está por tanto relacionada con el área entre las líneas 60, 62 y 64, 66 de velocidades medias en las superficies de succión y de presión en el gráfico: es decir, para el perfil aerodinámico de álabe convencional, la sustentación generada está relacionada con el área entre las líneas 60 y 62, mientras que para el perfil aerodinámico de álabe de elevada sustentación la sustentación está relacionada con el área entre las líneas 64 y 66 y es mucho mayor que la de la sección de perfil aerodinámico convencional.

Para conseguir la elevada carga y la elevada sustentación, el espesor t del perfil aerodinámico aumenta desde el borde delantero LE hasta una posición más próxima al borde trasero TE, y normalmente en una posición alrededor de dos tercios de la longitud de cuerda axial desde el borde delantero LE. La relación del paso a la cuerda es también mucho mayor que la de un diseño de perfil aerodinámico convencional para las mismas condiciones de flujo de entrada y salida. La relación de paso a cuerda se define como la relación del paso S entre los bordes traseros de perfiles aerodinámicos adyacentes en la serie/fila a la longitud de cuerda axial C_{ax} de los perfiles aerodinámicos, como se muestra en la figura 11. Un diseño de perfil aerodinámico de elevada sustentación está normalmente caracterizado como aquel que tiene una relación mayor de paso a cuerda que los diseños convencionales y, particular, tiene una relación de paso a cuerda más de 20% mayor que lo normal de perfiles aerodinámicos convencionales. En esta realización, la relación de paso a cuerda es aproximadamente el doble de un diseño de perfil aerodinámico convencional y el perfil aerodinámico genera aproximadamente el doble de sustentación.

Desafortunadamente, con tales perfiles aerodinámicos de álabe 22 de compresor, altamente cargados, de elevada sustentación, se desarrollará en funcionamiento una capa límite turbulenta adyacente a la superficie de succión 28. Con un tal perfil aerodinámico y carga la capa límite tendería a separarse en una posición nominal 32 a lo largo de la superficie de succión 28. Convencionalmente, tal separación de capa límite y la pérdida de rendimiento asociada han impedido el uso de tales perfiles aerodinámicos altamente cargados y de elevada sustentación.

La sección 29 de perfil aerodinámico del álabe 22 incorpora cierto número de pasajes de sangrado transversales de perfil aerodinámico (indicados genéricamente con la referencia 34) dispuestos a lo largo de la longitud radial de la sección 29 de perfil aerodinámico del álabe 22. Los pasajes 34 se extienden a través de la sección 29 de perfil aerodinámico desde la superficie de presión 30 hasta la superficie de succión 28 de la sección 29 de perfil aerodinámico, como se muestra en las figuras 3 a 6, que representan varias realizaciones de la invención. En funcionamiento, debido a la diferencia de presiones entre la presión en las superficies de presión 30 y de succión 28, es sangrado un flujo de gas a través de los pasos 34 desde la superficie de presión 30 hasta la superficie de succión 28 y se genera un flujo a través de los pasos 34, como se muestra por flechas 50 y 42.

Con referencia a la realización particular mostrada en la figura 3, cada uno de los pasajes 34a comprende un orificio 36 que está taladrado o colado y se extiende desde la superficie de succión 28. El orificio 36 y la salida del pasaje en la superficie de succión 28 forman un ángulo muy somero \theta, normalmente menor que 20º con respecto a la superficie de succión en la salida. Un tal orificio 36 con este somero ángulo \theta, si se extendiera a través de la sección 29 de perfil aerodinámico, no se abriría camino hacia la superficie de presión 30 de la sección 29 de perfil aerodinámico debido a la forma de la sección 29 de perfil aerodinámico. Por lo tanto, se perfora o moldea un orificio más 38 que se extiende desde la superficie de presión hacia dentro para interconectarse con el primer orificio 36 de la sección y definir un pasaje completo 34a a través de la sección 29 de perfil aerodinámico. El orificio adicional 38 puede comprender alternativamente una ranura en el sentido del espacio, que se extiende radialmente a lo largo de la longitud radial y el espacio del álabe 22. La ranura puede incluir almas de refuerzo a lo largo de su longitud radial y espacio. Una tal ranura puede ser común a cierto número de pasajes 34a dispuestos a lo largo de la longitud del álabe 22. Los orificios radiales 36 dispuestos en posición radial a lo largo de la longitud de la sección 29 del perfil aerodinámico se conectan con esta ranura para definir los pasajes individuales 34a a lo largo de la longitud radial de la sección 29 de perfil aerodinámico del álabe 22.

La salida del pasaje 34a está en un lugar sobre la superficie de succión 28 tan próximo como sea posible del punto nominal predicho 32 de la separación de capa límite para la sección 29 de perfil aerodinámico. Preferiblemente, la salida de los pasajes 34a está ligeramente aguas abajo, y hacia el lado del borde trasero TE, de este punto 32. Con un perfil aerodinámico, el flujo de aire D1 sobre la superficie de succión 28 comienza a difundirse hacia abajo, con relación a la dirección general del flujo B, del punto de máxima curvatura X del perfil que genera la sustentación. Por lo tanto, la separación de capa límite ocurre aguas abajo de este punto X, a lo largo de la superficie del perfil aerodinámico entre el punto de máxima curvatura A a lo largo del perfil, que es generalmente en el punto de máximo espesor t de la sección 29 del perfil aerodinámico, y el borde trasero TE del perfil aerodinámico. Por lo tanto, en la práctica, la salida del pasaje 34a está en un punto aguas abajo (con relación al flujo D1, D2 sobre el perfil aerodinámico) del punto de máximo espesor t de la sección 29 del perfil aerodinámico.

En funcionamiento, el flujo sangrado desde la superficie de presión 30, que sale de la salida del pasaje 34a, vuelve a energizar el flujo de la capa límite sobre la superficie de succión 28 aguas abajo de la salida del pasaje 34a. Esto tiene el efecto de controlar y/o contrarrestar la separación de la capa límite desde la superficie de succión 28. Las pérdidas asociadas con la separación de la capa límite son con ello minimizadas y/o reducidas y se mejoran la eficacia aerodinámica y el rendimiento de una sección 29 de perfil aerodinámico altamente cargada y de elevada sustentación. En consecuencia, una tal sección 29 de perfil aerodinámico altamente cargada y de elevada sustentación puede ser usada eficazmente en un compresor 14 y se puede reducir el número de etapas individuales y/o el número de perfiles aerodinámicos individuales/álabes 22 requeridos para producir el incremento de presión global en un compresor 14 sin comprometer el rendimiento aerodinámico global del compresor 14.

Con el fin de volver a energizar la capa límite, se ha encontrado que la salida del pasaje 34 debe formar un ángulo somero \theta con respecto a la superficie de succión 28, normalmente menor de 20º. Se ha encontrado que a menos que se utilice un ángulo somero \theta, el efecto del flujo sangrado que sale del pasaje 34 es para incrementar la separación de la capa límite en lugar de para volver a energizar la capa límite y contrarrestar tal separación.

Realizaciones adicionales de la invención, según se aplican a álabes 22 de compresor y a secciones 29 de perfil aerodinámico, se muestran en las figuras 4 a 6. Estas realizaciones son igualmente similares a las mostradas en la figura 3. En consecuencia, sólo se describirán las diferencias y se han utilizado los mismos números de referencia para indicar características similares.

En la realización mostrada en la figura 4, el pasaje 34b a través de la sección 29 de perfil aerodinámico comprende un orificio 37 que se extiende desde, y perforado o moldeado en, la superficie de succión 28. Este orificio 37 tiene un área de flujo variable en sección transversal. Como se muestra, el orificio 37 es de forma de abanico y diverge hacia la salida en la superficie de succión 28. Un tal orificio divergente 37 difunde y reduce la velocidad del flujo 42 que sale a través de la salida del pasaje 34b. Alternativamente, podría utilizarse un orificio de conicidad convergente (no mostrado), en el que el área de flujo en sección transversal disminuyese hacia la salida en la superficie de succión 28. Un orificio de conicidad convergente aceleraría el flujo de gas que sale del orificio y el pasaje 34 en la superficie de succión 28. Variando la velocidad del flujo que sale del pasaje 34 al variar el área en sección transversal del flujo, se permite optimizar el efecto de energizar nuevamente la capa límite para la sección particular 29 de perfil aerodinámico y requisitos concretos de la aplicación particular. Como con el diseño detallado de la sección 29 de perfil aerodinámico, esta se determina utilizando CFD y modelado de los flujos por ordenador.

Como se muestra en la figura 5, los pasajes 34c a través de la sección 29 de perfil aerodinámico pueden ser curvados para que se doblen hacia el borde trasero TE y la superficie de presión 30 para mantener un ángulo somero \theta en la salida del pasaje 34c sobre la superficie de succión 28. Con un tal pasaje curvado 34c, no se requiere el orificio o ranura adicional 38 en la superficie de presión 30, aunque puede ser más problemática la fabricación del pasaje 34c.

Una solución alternativa para asegurar que la salida del pasaje 34 forme un ángulo somero \theta con relación a la superficie de succión 28 se muestra en la figura 6. En este caso, los orificios 34d tienen un ángulo compuesto de manera que están "tendidos hacia atrás" en la salida del pasaje 34d. Una parte principal del pasaje 41 forma un ángulo relativamente inclinado \beta con respecto a la superficie de succión 28, de manera que no se requiere un orificio adicional, mientras que en la salida del pasaje 34d el lado de aguas abajo 40 forma un ángulo somero \theta con respecto a la superficie de succión 28. Debido a la disposición general aguas abajo del flujo D1, D2, el flujo a través de los pasajes 34d tenderá a fluir a lo largo del lado de aguas abajo del pasaje 34d. En consecuencia, el flujo de salida proporcionado por el pasaje 34d forma un ángulo relativamente somero \theta con respecto a la superficie de succión 28, según se requiera.

Los pasajes 34 están dispuestos a lo largo de la longitud radial de la sección 29 del perfil aerodinámico de los álabes 22. Con referencia a la figura 2, los pasajes 34 pueden estar dispuestos radialmente en una fila que se extienda radialmente a lo largo de la longitud de la sección 29 de perfil aerodinámico del álabe 22, como se indica en 100. Alternativamente, en lugar de una fila única de pasajes 34, se pueden utilizar dos o más filas escalonadas axialmente de pasajes 34, según se indica en 102. Los pasajes individuales 34 están escalonados o al tresbolillo alrededor del punto de separación 32 de la capa límite. Escalonando los pasajes 34, se pueden reducir la concentración de esfuerzos causada por los pasajes 34 a través de la sección 29 de perfil aerodinámico. Los pasajes 34 pueden estar también dispuestos a lo largo de la longitud radial del álabe 22 a lo largo de una línea o curva no radial como, se indica en 104, o dispuestos en la longitud radial del álabe 22 en posiciones axiales variables (no mostradas). En particular, si el perfil seccional de la sección 29 de perfil aerodinámico del álabe 22, y/o el flujo sobre la sección 29 de perfil aerodinámico varían a lo largo de la longitud radial y el espacio del álabe 22, entonces la posición de los pasajes 34 a lo largo de la longitud variará correspondientemente, de manera que el flujo de salida 42 desde los pasajes 34 proporciona nueva energización óptima del flujo de capa límite sobre la superficie de succión 28 de la sección 29 de perfil aerodinámico en cada posición radial a lo largo del álabe 22. Los expertos en la técnica apreciarán que el exacto posicionamiento de los pasajes 34 en las diversas posiciones radiales a lo largo de la longitud radial del álabe 22 puede ser determinado por el análisis de CFD de flujos del perfil de la sección particular detallada aerodinámica y de turbomáquina. También se reconocerá que las diferentes disposiciones de los pasajes mostradas en la figura 2 no se utilizarían normalmente en el mismo compresor 14 y que las diferentes disposiciones han sido mostradas conjuntamente en la figura 2 sólo para fines ilustrativos.

La sección transversal de los pasajes 34 es en general típicamente circular. Sin embargo, dependiendo de las características de flujo particulares y de la concentración de esfuerzos presente en la sección 29 de perfil aerodinámico o álabe 22, la sección transversal de los pasajes 34 puede ser elíptica, ovalada o de cualquier otra forma. Además, los pasajes 34 dispuestos a lo largo de la longitud y espacio de la sección 29 de perfil aerodinámico pueden ser combinados en una o más ranuras radiales a través de la sección 29 de perfil aerodinámico, como se indica en 106 y 108.

El uso de pasajes 34 de sangrado o drenaje transversal de perfil aerodinámico a través de la sección 29 de perfil aerodinámico se puede aplicar también de maneras similares a álabes de turbina 24 altamente cargados de un motor 10 de turbina de gas. La aplicabilidad de la invención a álabes de turbina 24 está, sin embargo, limitada en cierto grado por la temperatura del gas y las propiedades del material del álabe. Si la temperatura del gas es demasiado elevada y/o las propiedades de temperatura del material del álabe no son suficientes, entonces no será posible sangrar un flujo a través de los pasajes de sangrado transversal de perfil aerodinámico, ya que un tal flujo de gas a elevada temperatura dañaría el álabe 24. Por lo tanto, en la práctica, para turbinas, la invención es generalmente aplicable a álabes y paletas de turbina no enfriados, por ejemplo en la turbina 18 de baja presión, que operan hacia el extremo de aguas abajo del motor 10, en lugar de álabes enfriados por película, que operan a elevadas temperaturas. Además, con álabes enfriados por película, en los que el aire de enfriamiento es proporcionado sobre las superficies del perfil aerodinámico para enfriar los álabes/paletas, los flujos aerodinámicos y la separación de las capas límite son muy diferentes con enfriamiento de película que alteran la capa límite y la invención es menos aplicable.

La figura 7 muestra una sección transversal, a través de la sección 29 de perfil aerodinámico de un álabe de turbina 24 altamente cargado, de la turbina 18 de baja presión. La dirección de flujo, que es generalmente paralela al eje geométrico 1 del motor, a través de la turbina, se muestra con la flecha F, mientras que el flujo sobre la superficie de succión 70 y la superficie de presión 72 se muestra por flechas E1 y E2. El sentido de rotación del rotor de turbina, y por tanto del álabe de turbina, se muestra por la flecha C. Sin embargo, en el caso de la turbina 18, son los flujos E1, E2 sobre la sección 29 de perfil aerodinámico, los que generan una diferencia de presiones entre las superficies de presión 72 y de succión 70 que proporciona una fuerza para hacer girar la turbina 18.

Los perfiles aerodinámicos de turbinas modernas, tales como los mostrados en la figura 7, operan a bajos números de Reynolds, en comparación con perfiles aerodinámicos de compresor, y un flujo laminar E1 de capa límite sobre la superficie de succión 70 de la sección 29 de perfil aerodinámico tenderá a separarse de la superficie de succión 70 en un punto 88 hacia el borde trasero TE y la parte trasera de la superficie de succión 70. Como se muestra en la figura 7, de acuerdo con la invención, se mecanizan o moldean en la sección 29 de perfil aerodinámico pasajes de sangrado transversales 78 de perfil aerodinámico que se extienden a través de la sección 29 de perfil aerodinámico desde la superficie de presión 72 a la superficie de succión 70. Cierto número de pasajes 78 están dispuestos a lo largo de la longitud radial de la sección 29 de perfil aerodinámico del álabe 24 como con los pasajes de sangrado transversal 34 de perfil aerodinámico descritos en relación con perfiles aerodinámicos del compresor. También, como con los pasajes de sangrado transversal 34 de perfil aerodinámico del compresor, la salida de estos pasajes 78 forma un ángulo somero \theta, normalmente menor que 20º, con respecto a la superficie de succión 70 en la salida de los pasajes 78. En funcionamiento, existe un flujo de sangrado desde la superficie de presión 72 a la superficie de succión 70 a través de los pasajes 78. Debido al ángulo del pasaje 78, este flujo sale del pasaje 78 con un ángulo somero \theta con relación a la superficie de succión 70. Este flujo que sale del pasaje 78 controla la separación de la capa límite, favoreciendo la rápida transición de la capa límite laminar a una capa límite turbulenta que fluirá sobre la porción restante de aguas debajo de la superficie de succión 70 y es menos probable que se separe de la superficie de succión 70. Como tales, se pueden mantener mucho más altos niveles de difusión sobre la superficie de succión 70 de la sección 29 de perfil aerodinámico de turbina, en comparación con álabes de turbina convencionales sin tales pasajes de sangrado transversal 78. Puesto que puede ser mantenida mayor difusión por la sección 29 de perfil aerodinámico de turbina, se pueden conseguir mayores relaciones de paso a cuerda, y por tanto mayor carga de la sección 29 de perfil aerodinámico de turbina, sin las pérdidas asociadas con la separación de la capa límite. En consecuencia, para un servicio dado, se puede reducir el número de álabes 24 o paletas 23 de turbina.

Alternativamente, con una sección 29 de perfil aerodinámico de turbina altamente cargada, se pueden posicionar pasajes de sangrado transversal de perfil aerodinámico 80 más aguas arriba a lo largo de la superficie de succión 70, más hacia el borde delantero LE de la sección 29 de perfil aerodinámico, como se muestra en la figura 8, con el fin de enfrentarse a un problema aerodinámico adicional de las secciones 29 de perfil aerodinámico de turbinas modernas y en particular con las secciones de perfil aerodinámico de turbina de las etapas de turbina de aguas abajo, por ejemplo las etapas de turbina 18 de baja presión. Con perfiles aerodinámicos de turbina de bajo número de Reynolds, típicos de la turbina 18 de baja presión, la capa límite se separará inmediatamente aguas abajo del borde delantero LE. Esto crea un a región de flujo recirculante separado en el lado de presión del perfil aerodinámico que está naturalmente contenida por el "hueco" definido por la superficie cóncava en el lado de presión. Esta región de flujo separado se conoce frecuentemente como una burbuja de separación 86. Tales grandes burbujas de separación 86 ocurren cuando existe una gran difusión sobre la parte de aguas arriba de la superficie de presión 72, que es inevitable si se utilizan secciones 29 de perfil aerodinámico muy delgadas, como es típico de la disposición de álabes de turbina de gas modernas con el fin de reducir peso. La presencia de una burbuja de separación 86 grande es indeseable, ya que puede dar lugar a pérdidas debidas a desprendimiento por turbulencia de la burbuja 86, o pueden impedir el flujo de gas a través de la turbina 18. En adición a una gran burbuja de separación 86 se pueden generar flujos secundarios dentro de la turbina 18 que reducen la eficacia de la turbina 18.

Los pasajes de sangrado transversal 80 de perfil aerodinámico sangran o drenan flujo desde la región en la que es probable que se genere una burbuja de separación 86. Esto reduce el tamaño de la burbuja de separación 86 realmente generada y reduce así el efecto de la burbuja de separación 86 sobre el rendimiento de la sección 29 de perfil aerodinámico. El efecto de los pasajes de sangrado transversal 80 se muestra en la figura 8, donde la línea de trazos discontinuos 82 indica la extensión de la burbuja de separación 86 para el perfil aerodinámico sin el pasaje de sangrado transversal 80, mientras que la línea 84 indica la extensión de la burbuja de separación con los pasajes de sangrado transversal 80.

Aunque situando los pasajes de sangrado transversal 80 de perfil aerodinámico en esta posición hacia aguas arriba las pérdidas asociadas con la burbuja de separación 86 se reducen, se debe reconocer que el flujo de salida 86 del pasaje 80 generará temprana transición del flujo laminar de la capa límite sobre la superficie de succión 70 a un flujo turbulento de capa límite. Puesto que dicha transición tiene lugar aguas arriba de la posición 88, donde ocurre la separación y transición de la capa límite laminar, se genera una pérdida aerodinámica. Esto tiene que ser compensado con el beneficio de rendimiento asociado con la reducción del tamaño de la burbuja 86.

Se ha de observar no obstante que los álabes y paletas enfriados, típicos de las turbinas de aguas arriba, por ejemplo etapas de turbina 16 de alta presión, tienen un perfil relativamente grueso con el fin de acomodar pasajes de enfriamiento. Con tales álabes gruesos, el "hueco" en la superficie de presión es menos pronunciado y se reducen los problemas de la burbuja de separación. En consecuencia, se reducen las ventajas de esta realización de la invención con álabes y paletas de turbina enfriados. Esta realización de la invención es por tanto más aplicable a álabes y paletas de turbina no enfriados, normalmente asociados con las etapas de turbina de aguas abajo y la turbina 18 de baja presión.

En el perfil aerodinámico límite se pueden situar pasajes de sangrado transversal 90 cerca del borde delantero LE de la sección de perfil aerodinámico de álabe 24 de turbina, como se muestra en la figura 9. En esta realización, los pasajes de sangrado transversal 90 de perfil aerodinámico se sitúan hacia el borde delantero LE del perfil aerodinámico. El flujo 94 de una porción del flujo de E2 sobre la superficie de presión 72 genera vórtices 92 en forma de corriente aguas abajo de la entrada a los pasajes 90. Estos vórtices 92 favorecen la transición del flujo de capa límite a lo largo de la superficie de presión 72 de flujo laminar a flujo turbulento. El flujo turbulento de capa límite resultante aguas abajo de la entrada de pasajes 90, a lo largo de la superficie de presión, puede mantener la mayor difusión sobre la región temprana de la superficie de presión 72 de un perfil aerodinámico de turbina de elevada sustentación y por tanto la separación de capa límite sobre la superficie de presión 72 y se reduce así la formación de la burbuja de separación 86. No obstante, se apreciará que con la realización mostrada en la figura 8, el flujo de salida 96 por el pasaje 90 sobre la superficie de succión 70 originará la temprana transición del flujo de capa límite sobre la superficie de succión 70, lo que aumentará la pérdida aerodinámica sobre la superficie de succión 70. Con el fin de que los pasajes de sangrado transversal 90 del perfil aerodinámico proporcionen un beneficio global de rendimiento, esta pérdida tendrá que ser compensada con el beneficio de rendimiento asociado con la eliminación de la burbuja de separación de la superficie de presión 72 y esto dependerá de la aplicación particular y características detalladas del perfil aerodinámico y de los flujos a través de la turbina, según se determina por CFD.

Aunque la invención ha sido descrita en relación con álabes 22, 24 de compresores y turbinas, los expertos en la técnica apreciarán que se puede aplicar a las secciones de perfiles aerodinámicos de paletas de estator 20, 23 de compresores y turbinas.

Se apreciará también que, aunque la invención ha sido descrita con referencia a dos perfiles de sección 29 de elementos aerodinámicos particulares, se puede aplicar a otro diseño de perfiles de sección 29 de perfil aerodinámico altamente cargados, en los que la separación de la capa límite puede ser un problema. La invención mejora el rendimiento aerodinámico de la sección 29 de perfil aerodinámico y etapa de turbo-máquina y/o permite el uso eficiente y práctico de tales perfiles aerodinámicos de elevada sustentación altamente cargados. Además, aunque la invención es particularmente aplicable a turbo-máquinas de elevada sustentación altamente cargadas y perfiles de sección 29 de perfiles aerodinámicos, también puede ser ventajosa para perfiles aerodinámicos más convencionalmente cargados.

Claims (24)

1. Un perfil aerodinámico (22) para una turbo-máquina (10) de flujo axial, teniendo el perfil aerodinámico (22) un espacio o tramo, un borde delantero (LE), un borde trasero (TE) y un perfil seccional combado que comprende una superficie de presión (30) y una superficie de succión (28) que se extienden entre el borde delantero (LE) y el borde trasero (TE), al menos un pasaje (34) de sangrado o drenaje transversal del perfil aerodinámico que está definido en el perfil aerodinámico (22), extendiéndose el pasaje (34) desde la superficie de presión (30) a través del perfil aerodinámico (22) hasta la superficie de succión (28), caracterizado porque un extremo del al menos un pasaje (34) adyacente a la superficie de succión (28) está dispuesto generalmente en un lugar sobre la superficie de succión (28) en el que, en uso, la separación de la capa límite con respecto a la superficie de succión (28) ocurriría normalmente entre la posición del espesor máximo de la sección de perfil aerodinámico (22) y el borde trasero (TE) del perfil aerodinámico (22), estando dicha posición de espesor máximo en un lugar a lo largo de una cuerda del perfil aerodinámico (22) más próximo al borde trasero (TE) que al borde delantero, formando la porción del pasaje (34) adyacente a la superficie de succión (28) un cierto ángulo hacia el borde trasero (TE) del perfil aerodinámico menor que 20º con respecto a la superficie de succión (28).

2. Un perfil aerodinámico (22) según la reivindicación 1, caracterizado porque el perfil aerodinámico (22) está destinado, en uso, a estar altamente cargado.

3. Un perfil aerodinámico (22) según la reivindicaciones 1 o la 2, caracterizado porque el perfil aerodinámico (22) tiene un perfil elevada sustentación.

4. Un perfil aerodinámico (22) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el al menos un pasaje (34) está dispuesto para proporcionar, en uso, un sangrado desde la superficie de presión (30) a la superficie de succión (28).

5. Un perfil aerodinámico (22) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el al menos un pasaje (34) comprende una pluralidad de pasajes dispuestos a lo largo del espacio del perfil aerodinámico (22).

6. Un perfil aerodinámico (22) según la reivindicación 5, caracterizado porque la pluralidad de pasajes (34) están dispuestos en una fila esencialmente paralela al espacio del perfil aerodinámico (22).

7. Un perfil aerodinámico (22) según la reivindicación 5, caracterizado porque la pluralidad de pasajes (34) están dispuestos en al menos dos filas esencialmente paralelas al espacio del perfil aerodinámico (22).

8. Un perfil aerodinámico (22) según la reivindicación 7, caracterizado porque los pasajes (34) de una primera fila de las al menos dos filas están escalonados o al tresbolillo con relación a los pasajes (34) de una segunda fila de las al menos dos filas.

9. Un perfil aerodinámico (22) según cualquier reivindicación precedente, caracterizado porque el al menos un pasaje (34) se curva a medida que el pasaje (34) se extiende desde la superficie de presión (30) a través del perfil aerodinámico (22) hasta la superficie de succión (28).

10. Un perfil aerodinámico (22) según cualquier reivindicación precedente, caracterizado porque el área en sección transversal del pasaje (34) varía a media que el pasaje (34) se extiende desde la superficie de presión (30) a través del perfil aerodinámico (22) hasta la superficie de succión (28).

11. Un perfil aerodinámico (22) según la reivindicación 10, caracterizado porque existe una porción del pasaje (34) adyacente a la superficie de succión (28), en la que disminuye el área en sección transversal de la porción del pasaje (34) hacia un extremo del pasaje (34) adyacente a la superficie de succión (28).

12. Un perfil aerodinámico (22) según la reivindicación 10, caracterizado porque existe una porción del pasaje (34) adyacente a la superficie de succión (22), en la que aumenta el área en sección transversal de dicha porción del pasaje (34) hacia un extremo del pasaje (34) adyacente a la superficie de succión (28).

13. Un perfil aerodinámico (22) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el al menos un pasaje (34) comprende una ranura (106) que se extiende a lo largo de al menos parte del espacio del perfil aerodinámico (22) y que se extiende a través del perfil aerodinámico (22) desde el borde delantero (LE) al borde trasero (TE).

14. Un perfil aerodinámico (22) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el al menos un pasaje (34) comprende una primera porción adyacente a la superficie de succión (28) y una segunda porción adyacente a la superficie de presión (30), extendiéndose la primera porción a través del perfil aerodinámico (22) con un cierto ángulo hasta la segunda porción.

15. Un perfil aerodinámico (22) según la reivindicación 14, caracterizado porque el al menos un pasaje (34) comprende una pluralidad de pasajes (34) dispuestos a lo largo del espacio del perfil aerodinámico (22) y la segunda porción de los pasajes comprende una ranura (106) común al menos a dos de los pasajes (34) y que se extiende a lo largo de al menos parte del espacio del perfil aerodinámico (22).

16. Un perfil aerodinámico (22) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el perfil aerodinámico (22) consiste en parte de un álabe para una turbo-máquina (10).

17. Un perfil aerodinámico (22) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el perfil aerodinámico (22) consiste en parte de una paleta para una turbo-máquina (10).

18. Un perfil aerodinámico (22) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el perfil aerodinámico (22) consiste en un perfil aerodinámico de compresor.

19. Un perfil aerodinámico (22) según la reivindicación 1, caracterizado porque el espesor máximo del perfil aerodinámico (22) está en una posición desde el borde delantero (LE) esencialmente a dos tercios del camino a lo largo de la cuerda.

20. Un perfil aerodinámico (22) según la reivindicación 1, caracterizado porque un extremo del al menos un pasaje (34) adyacente a la superficie de succión (28) está dispuesto en general aguas debajo de la posición de máxima curvatura del perfil aerodinámico (22).

21. Un perfil aerodinámico (22) según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 14, caracterizado porque el perfil aerodinámico (22) consiste en un perfil aerodinámico de turbina.

22. Un perfil aerodinámico (22) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el al menos un pasaje (34) tiene una sección transversal generalmente circular.

23. Un perfil aerodinámico según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 21, caracterizado porque el al menos un pasaje (34) tiene una sección transversal generalmente elíptica.

24. Un motor de turbina de gas que comprende un perfil aerodinámico (22) según cualquiera de las reivindicaciones precedentes.