ES2316035T3 - Rotor de alta esbeltez. - Google Patents
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Abstract
Un rotor para turbinas que tiene: un disco (1) que define la porción de diámetro inferior del rotor, comprendiendo dicho disco (1): una porción interior (11) que comprende medios de conexión seleccionados entre: primeros medios de conexión (111) para conectar el disco (1) con un eje (100) de la turbina; segundos medios de conexión (112) para conectar el disco (1) con un disco (1'', 1") axialmente adyacente; y combinaciones de los mismos; una porción exterior (10) que comprende medios de fijación para alojar una pluralidad de álabes (3); una cubierta exterior (2) que define la porción de diámetro superior del rotor; donde: los álabes (3) tienen una raíz (31) configurada para ser acoplada en los medios de fijación y una punta (32) enfrentada a la cubierta exterior (2); caracterizado porque comprende: una pluralidad de álabes (3) soldados entre sí en la punta (32) para formar grupos de álabes (3a); álabes simples (3b) intercalados entre los grupos de álabes (3a).
Description
Rotor de alta esbeltez.
El diseño de rotores de alta esbeltez puede
estar dominado por problemas aeroelásticos. Estos problemas son de
dos tipos dependiendo de la fuente de la excitación.
Para frecuencias propias del rotor pequeñas
comparadas con el inverso del tiempo de residencia, (el tiempo que
tarda una partícula fluida en pasar a través del rotor) el rotor
puede volverse inestable aerodinámicamente; bajo estas
circunstancias, la amplitud de la vibración del rotor está limitada
por la fricción. Este fenómeno se conoce como flameo limitado en
amplitud.
La segunda clase de problemas se conoce como
respuesta forzada. En este caso, el rotor se excita debido a las
estelas de la fila anterior y la amplitud de la vibración alrededor
de las resonancias está limitada por el amortiguamiento
aerodinámico y la fricción.
En ambos casos, aumentar el amortiguamiento
aerodinámico tiene un efecto beneficioso en la vida del
componente.
EP5540551 describe una turbina de gas donde la
vibración en el álabe es suprimida al incorporar de restrictotes
externos e internos que inhiben la deflexión de las hojas del
álabe.
Existen distintos conceptos para aumentar el
amortiguamiento aerodinámico de rotores. Aquí sólo se hace
referencia a aquellos que están relacionados con la modificación de
cubierta superior del rotor o "shroud". Las principales
alternativas son el uso de cubiertas o tapa superior del álabe o
rotor, comúnmente denominado "shrouds", en forma de z que
contactan con los rotores vecinos y el uso de las parejas de rotores
soldados (parejas de álabes soldados por el shroud).
Los rotores con cubierta o tapa superior del
álabe o "shroud" en forma de z y con un contacto con los
rotores adyacentes aumentan su estabilidad fundamentalmente debido
al aumento de las frecuencias naturales que proporciona el apoyo en
los rotores vecinos. La principal desventaja es que son difíciles de
calcular con precisión y evaluar la influencia del desgaste del
contacto con el tiempo que además introduce una disipación
adicional. Las parejas de rotores soldados apenas modifican las
frecuencias naturales de los rotores aislados pero no así sus
formas modales que son muy distintas. Su principio de funcionamiento
es que la soldadura impide el movimiento relativo entre los álabes
de la pareja para los modos más inestables, reduciendo prácticamente
a cero las perturbaciones no estacionarias de presión en la mitad
de los pasajes entre álabes, reduciendo significativamente la
fuente de inestabilidad.
Ambos conceptos tienen un mismo punto en común:
generan un único sector fundamental que se repite hasta formar la
corona completa del rotor.
El concepto de interlock o "shroud" en
forma de z es ampliamente usado en Estados Unidos y Europa por los
fabricantes de turbinas. El concepto de parejas soldadas es sólo
usado por un fabricante de turbinas, seguramente porque hasta hace
poco no se comprendía bien su fundamento físico.
La presente invención propone nuevos métodos
para el aumento del amortiguamiento aerodinámico de los rotores de
turbina usando varios sectores fundamentales diferentes para
completar la corona del rotor. La diferencia entre unos sectores
fundamentales y otros viene determinada por la disposición interna
de los álabes, es decir, por las combinaciones de álabes simples,
parejas y tríos que forman los distintos tipos de sectores
fundamentales.
La invención se basa en el conocimiento profundo
y simultáneo de dos fenómenos diferentes:
- -
- La dinámica de conjuntos álabe-disco con parejas/tríos de álabes soldados.
- -
- El amortiguamiento aerodinámico de álabes aislados y parejas/tríos de álabes soldados.
Este conocimiento es en general difícil de
adquirir debido a:
- -
- La ausencia de datos experimentales del amortiguamiento aerodinámico de parejas de álabes de rotores de turbina realistas
- -
- La ausencia de herramientas computacionales eficientes para el cálculo del amortiguamiento aerodinámico fuera de algunas de las compañías de referencia del sector de los fabricantes de turbinas de gas.
El conocimiento y la comprensión de forma
simultánea de ambos problemas no está muy extendido, hasta podría
decirse que es inexistente, ya que a la dificultad intrínseca de
ambos problemas por separado anteriormente descrita, se añade el
hecho de que en general estos conocimientos residen en especialistas
diferentes dentro de las compañías. Por otro lado, la motivación
para realizar este tipo de configuraciones por empresas que no
utilizan álabes soldados en pares es baja o inexistente, reduciendo
de forma todavía más drástica el grupo potencial de personas que
podrían plantear esta solución.
La invención de los tríos de álabes soldados es
más simple y es una continuación natural de las parejas de álabes
soldados. Requiere un conocimiento profundo de cómo funciona el
amortiguamiento aerodinámico en general y de parejas de álabes en
particular.
En cualquier caso este procedimiento no es un
modo "rutinario" de aumentar el amortiguamiento aerodinámico
de álabes. El procedimiento rutinario consiste en aumentar la
frecuencia de los álabes, estrictamente hablando lo que se conoce
como la frecuencia reducida o número de Strouhal; la frecuencia
reducida es un parámetro adimensional = velocidad angular x
Cuerda/Velocidad característica = tiempo de residencia/tiempo
característico. El principal inconveniente del modo
"rutinario" de proceder es que requiere un aumento
significativo del peso de la turbina. En cambio, no se conoce que
hasta el momento se hayan utilizado geometrías nominalmente
diferentes en distintos sectores, al menos del tipo de las
descritas.
El objeto de la invención es modificar sobre
todo las formas modales del conjunto álabe-disco;
las frecuencias del conjunto son modificadas también pero su
contribución al aumento del amortiguamiento es despreciable en
primera aproximación.
Los álabes soldados por parejas aumentan su
estabilidad porque los álabes soldados son forzados a vibrar en
fase. El canal situado dentro de la pareja soldada prácticamente no
presenta presiones no estacionarias debido a la vibración del
álabe, lo cual reduce la inestabilidad. Los tríos de álabes
funcionan bajo el mismo principio, pero en lugar de cancelar la
actividad en uno de cada dos pasajes, es decir, en las zonas de paso
definidas entre dos álabes, lo hacen en dos de cada tres, por lo
que son más efectivos.
El concepto de tener sectores con álabes
sencillos y parejas o tríos de forma alternada funciona de forma
distinta. Cada familia de modos o autofunciones del conjunto
álabe-disco (flexión, torsión, y otros) se divide
en dos familias: una en la que vibra la pareja o el trío de álabes y
el álabe aislado no en primera aproximación, y otra en la que vibra
el álabe aislado y las parejas/trios no. Esto significa que
básicamente existen dos tipos de pasajes en el conjunto:
- -
- Pasajes contenidos dentro de las parejas o tríos, donde los álabes vibran en fase, son estables y con bajos niveles de presión no estacionaria.
- -
- Pasajes situados entre los álabes simples y las parejas o tríos. En estos pasajes o canales todo funciona como si los álabes vibrasen en anti-fase dentro del canal, dando lugar a altos niveles de presión no estacionaria pero que son estables. De esta forma todos los pasajes del rotor se estabilizan para las familias de modos más inestables, esencialmente flexión, y se eliminan los modos de flexión más inestables (los correspondientes a diámetros nodales en torno a un cuarto del número de sectores fundamentales -que engloban a álabes aislados y parejas) que en estas configuraciones no aparecen).
Para estabilizar sustancialmente el rotor es
preciso evitar modos en los que los álabes vecinos vibren con un
desfase de 90 grados. El papel de los tríos es el de obtener mayor
flexibilidad en la selección del número de álabes de la corona sin
perder los efectos beneficiosos de la estabilización. Así, mediante
parejas, la corona tiene un número de álabes múltiplo de dos;
mediante tríos, múltiplo de tres; mediante álabes
simples-parejas también es de tres; mediante álabes
simples-tríos de cuatro. También podrían elegirse
grupos de cuatro o cinco álabes.
Un primer aspecto de la invención se refiere a
un rotor para turbinas de gas o de vapor que tiene:
un disco que define la porción o anillo de
diámetro inferior del rotor, comprendiendo dicho disco:
- una porción interior que comprende medios de conexión seleccionados entre:
- primeros medios de conexión para conectar el disco con un eje de la turbina;
- segundos medios de conexión para conectar el disco con un disco axialmente adyacente;
- y combinaciones de los mismos; (normalmente, sólo uno de los discos de la turbina está acoplado al eje, mientras que los discos están unidos axialmente entre sí mediante bridas);
- una porción exterior que comprende medios de fijación para alojar una pluralidad de álabes;
una cubierta exterior que define la porción o
anillo de diámetro superior del rotor;
donde:
los álabes tienen una raíz configurada para ser
acoplada en los medios de fijación y una punta enfrentada a la
cubierta exterior;
caracterizado porque comprende:
una pluralidad de álabes soldados entre sí en la
punta para formar grupos de álabes;
álabes simples intercalados entre los grupos de
álabes.
\vskip1.000000\baselineskip
Los grupos de álabes pueden ser parejas o
tríos.
Por otro lado, los medios de fijación y las
raíces de los álabes pueden tener forma de cola de abeto o de
milano.
Un segundo aspecto de la invención se refiere a
una turbina que comprende al menos un rotor conforme al descrito
anteriormente y un eje unido al rotor de manera que el eje de la
turbina es impulsado por el rotor para hacerlo girar en torno a su
eje de giro. Es decir, que en una turbina, hay al menos un rotor
conectado eje de la turbina a través de los primeros medios de
conexión que están en el disco, mientras que el resto de discos
están conectados entre sí mediante bridas axiales que constituyen
los segundos medios de conexión de los discos.
También se contempla el caso de que una turbina
esté formada únicamente por un rotor.
Un tercer aspecto de la invención se refiere a
una nave que comprende una turbina de gas como la descrita más
arriba.
\vskip1.000000\baselineskip
A continuación se pasa a describir de manera muy
breve una serie de dibujos que ayudan a comprender mejor la
invención y que se relacionan expresamente con una realización de
dicha invención que se presenta como un ejemplo no limitativo de
ésta.
La Figura 1A es un esquema de una corona de un
rotor compuesta por álabes simples en voladizo y parejas de álabes
soldados dispuestos de forma alternada.
La Figura 1B es una vista de un sector elemental
de un rotor compuesto por un álabe aislado en voladizo y una pareja
de álabes soldados. La corona completa se obtiene repitiendo este
sector elemental/fundamental el número de veces necesario. La
figura 1BB es un esquema simplificado de la figura 1B.
La Figura 1C es un detalle constructivo de las
plataformas de una pareja de álabes soldados. La figura 1CC es un
esquema simplificado de la figura 1C.
La Figura 2 es un esquema de un rotor compuesto
de tríos de álabes soldados por el "shroud" o tapa del
álabe.
La Figura 3 es un esquema de la parte superior
de una corona de un rotor compuesta, de forma alternada, por tríos
de álabes soldados y álabes aislados en voladizo.
La figura 4 es un esquema en sección axial de
una turbina que muestra los primeros medios de conexión para
conectar un disco con el eje de turbina y los segundos medios de
conexión para conectar discos entre sí mediante bridas axiales.
\vskip1.000000\baselineskip
Una primera realización de la invención se
refiere a una corona del rotor compuesta de forma alternativa por
álabes aislados en voladizo (3b) y parejas de álabes (3a) soldadas
por su terminación superior o "shroud" (2). Este concepto
aumenta significativamente el amortiguamiento aerodinámico de la
corona modificando sustancialmente las formas modales del conjunto
álabe (3)-disco (1). Esta modificación es debida a
la pequeña diferencia en las frecuencias naturales entre el álabe
aislado (3b) y la pareja de álabes (3a) considerados como empotrados
a la altura del encastre. Esto provoca un cambio de fase entre las
parejas de álabes (3a) y los álabes simples vecinos (3b), y
viceversa, modificándose de forma sustancial el amortiguamiento
aerodinámico.
Una segunda realización de la invención se
refiere a una corona compuesta por tríos de álabes soldados (3a)
por su terminación superior o "shroud" (2). Este concepto es
una extensión del de parejas de álabes (3a) soldadas. Produce un
amortiguamiento mayor al minimizar las presiones no estacionarias en
dos de cada tres pasajes en lugar de uno de cada dos. Las presiones
no estacionarias se generan cuando el álabe vibra, induciendo
presiones que varían con el tiempo debido a la propia vibración del
álabe.
Una tercera realización de la invención se
refiere a una corona compuesta por álabes simples aislados en
voladizo (3b) y tríos de álabes soldados (3a) por su terminación
superior o "shroud" (2) de forma alternada, es decir, que la
secuencia que presentan los álabes en la corona es álabe simple
(3b)-trío (3a). Este concepto es una extensión del
anterior con un amortiguamiento aerodinámico mayor y que además
permite mayor libertad, combinado con el anterior, es decir, que
pueden combinarse álabes simples con parejas y tríos para la
selección del número óptimo de álabes (3) de la corona. El aumento
del amortiguamiento es esencialmente debido a la modificación de
las formas modales del conjunto álabe (3)-disco
(1).
Se incluyen a continuación algunos detalles
constructivos como las formas de unión entre los distintos álabes
(3) y entre los álabes (3) y el disco (1). La forma de amarre al
disco (1) es común a todas las configuraciones presentadas.
- -
- Álabe simple (3b): Los álabes no presentan ningún contacto entre ellos. Cada álabe se une al disco (1) a través de una cola de abeto o milano (31).
- -
- Parejas de álabes soldados (3a): La unión entre los distintos álabes (3a) se limita a la cara lateral de la cubierta superior (2), que está soldada. Las plataformas inferiores de los rotores no están unidas. El amarre de cada álabe (3) con el disco (1) se realiza por medio de una cola de abeto (31) y es independiente para cada uno de ellos. El único acoplamiento entre los álabes de las diferentes parejas de álabes (3a) de la corona se produce a través del disco (1).
- -
- Tríos de álabes soldados (3a): Es la misma filosofía que en el caso de las parejas de álabes (3a) pero con tres álabes en vez de dos. La forma de amarre y los contactos son idénticos al caso anterior.
Claims (6)
1. Un rotor para turbinas que tiene:
un disco (1) que define la porción de diámetro
inferior del rotor, comprendiendo dicho disco (1):
- \quad
- una porción interior (11) que comprende medios de conexión seleccionados entre:
- primeros medios de conexión (111) para conectar el disco (1) con un eje (100) de la turbina;
- segundos medios de conexión (112) para conectar el disco (1) con un disco (1', 1'') axialmente adyacente;
- y combinaciones de los mismos;
- \quad
- una porción exterior (10) que comprende medios de fijación para alojar una pluralidad de álabes (3);
una cubierta exterior (2) que define la porción
de diámetro superior del rotor;
donde:
los álabes (3) tienen una raíz (31) configurada
para ser acoplada en los medios de fijación y una punta (32)
enfrentada a la cubierta exterior (2);
caracterizado porque comprende:
una pluralidad de álabes (3) soldados entre sí
en la punta (32) para formar grupos de álabes (3a);
álabes simples (3b) intercalados entre los
grupos de álabes (3a).
2. El rotor de la reivindicación 1 donde los
grupos de álabes (3a) son parejas.
3. El rotor de la reivindicación 1 donde los
grupos de álabes (3a) son tríos.
4. El rotor de cualquiera de las
reivindicaciones 1-3 donde los medios de fijación y
las raíces de los álabes (3) tienen una forma seleccionada entre
cola de milano y cola de abeto (31).
5. Una turbina que comprende al menos un rotor
de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones
1-4 y un eje (100) unido al rotor de manera que el
eje (100) de la turbina es impulsado por el rotor para hacerlo girar
en torno a su eje de giro (110).
6. Una nave que comprende una turbina de gas de
acuerdo con la reivindicación 5.
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|---|---|---|---|
| EP06380203A EP1881163B1 (en) | 2006-07-18 | 2006-07-18 | Highly slenderness rotor |
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|---|---|---|---|
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Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102008036197A1 (de) | 2008-08-02 | 2010-02-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor einer Strömungsmaschine und Strömungsmaschine |
| DE102010025238A1 (de) | 2010-06-26 | 2011-12-29 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor und Schaufelsegment für eine Strömungsmaschine |
| US8684685B2 (en) * | 2010-10-20 | 2014-04-01 | General Electric Company | Rotary machine having grooves for control of fluid dynamics |
| US8678752B2 (en) * | 2010-10-20 | 2014-03-25 | General Electric Company | Rotary machine having non-uniform blade and vane spacing |
| US20120099995A1 (en) * | 2010-10-20 | 2012-04-26 | General Electric Company | Rotary machine having spacers for control of fluid dynamics |
| FR2972380A1 (fr) * | 2011-03-11 | 2012-09-14 | Alstom Technology Ltd | Procede de fabrication d'un diaphragme de turbine a vapeur |
| ES2583756T3 (es) * | 2011-04-01 | 2016-09-22 | MTU Aero Engines AG | Disposición de álabes para una turbomáquina |
| EP2578801B1 (de) * | 2011-10-07 | 2021-04-07 | MTU Aero Engines GmbH | Deckband einer schaufel für eine turbomaschine |
| ITTO20120517A1 (it) * | 2012-06-14 | 2013-12-15 | Avio Spa | Schiera di profili aerodinamici per un impianto di turbina a gas |
| EP2696032A1 (de) * | 2012-08-10 | 2014-02-12 | MTU Aero Engines GmbH | Laufschaufelanordnung für eine Turbomaschine |
| ITCO20130051A1 (it) | 2013-10-23 | 2015-04-24 | Nuovo Pignone Srl | Metodo per la produzione di uno stadio di una turbina a vapore |
| US9551230B2 (en) * | 2015-02-13 | 2017-01-24 | United Technologies Corporation | Friction welding rotor blades to a rotor disk |
| US11293289B2 (en) | 2017-03-13 | 2022-04-05 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Shrouded blades with improved flutter resistance |
| FR3074839B1 (fr) * | 2017-12-13 | 2019-11-08 | Safran Aircraft Engines | Aube multipale de rotor de turbomachine et rotor la comprenant |
| IT201900017171A1 (it) * | 2019-09-25 | 2021-03-25 | Ge Avio Srl | Protezioni delle punte delle pale di turbina desintonizzate |
| US11608747B2 (en) * | 2021-01-07 | 2023-03-21 | General Electric Company | Split shroud for vibration reduction |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1639247A (en) * | 1925-05-28 | 1927-08-16 | Zoelly Alfred | Rotor blading for rotary engines, particularly for steam turbines and gas turbines |
| US2308426A (en) * | 1940-06-17 | 1943-01-12 | Allis Chalmers Mfg Co | Turbine blading |
| GB835177A (en) * | 1957-06-14 | 1960-05-18 | Burton Albert Avery | Vibration damping shroud for gas turbine engines |
| GB1287223A (en) * | 1970-02-02 | 1972-08-31 | Ass Elect Ind | Improvements in or relating to turbine blading |
| GB2251034B (en) * | 1990-12-20 | 1995-05-17 | Rolls Royce Plc | Shrouded aerofoils |
| US5232339A (en) * | 1992-01-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Finned structural disk spacer arm |
| US5540551A (en) * | 1994-08-03 | 1996-07-30 | Westinghouse Electric Corporation | Method and apparatus for reducing vibration in a turbo-machine blade |
| US6371727B1 (en) * | 2000-06-05 | 2002-04-16 | The Boeing Company | Turbine blade tip shroud enclosed friction damper |
-
2006
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