ES2575924T3 - Método para hacer un perfil aerodinámico de turbina con forma - Google Patents

Método para hacer un perfil aerodinámico de turbina con forma Download PDF

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Abstract

Un método para hacer un perfil aerodinámico de turbina comenzando a partir de un perfil aerodinámico de referencia, caracterizado por: a) reducir localmente el ángulo de salida metálico en el borde de salida con respecto al de dicho perfil aerodinámico de referencia, en dos zonas (25, 26) que corresponden sustancialmente, en el uso, a la posición de los picos de los flujos secundarios en la capa límite; b) incrementar el ángulo de salida metálico en las zonas restantes del borde de salida, con respecto al del perfil aerodinámico de referencia, con el fin de restablecer sustancialmente el mismo valor medio del ángulo de salida metálico del perfil aerodinámico de referencia.

Description

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DESCRIPCION
Metodo para hacer un perfil aerodinamico de turbina con forma Campo tecnico
La presente invencion se refiere a un metodo para hacer un perfil aerodinamico de turbina.
Antecedentes de la invencion
Como es conocido, en una corona de alabes de turbina, a lo largo de la altura de cada perfil aerodinamico, la variacion de la carga ejercida por el flujo de gas primario (la carga es proporcional a la diferencia de presion entre el lado de presion y el lado de aspiracion) se impone en general como una tendencia de interpolacion lineal entre las condiciones de carga en los dos extremos opuestos del perfil aerodinamico.
Recientemente se han propuesto y adoptado distribuciones de carga con una tendencia parabolica mas bien que una tendencia lineal, con el fin de disminuir la carga (y por lo tanto la diferencia de presion entre el lado de presion y el lado de aspiracion) cerca de las paredes de extremo, y los extremos radiales de la corona de alabes.
De hecho, esto tiende a limitar las perdidas por flujos secundarios en la capa lfmite en las paredes de extremo, porque cuanto mas alta es la diferencia de presion en el canal entre alabes entre el lado de presion y el lado de aspiracion, mas alta es la capa lfmite y las perdidas por flujo secundario correspondientes.
Una ilustracion esquematica del fenomeno de generacion de flujo secundario en un canal entre alabes se indica en la figura 1. Los flujos secundarios son generados esencialmente por la diferencia de presion entre los lados de presion y aspiracion de los dos alabes adyacentes y el flujo a lo largo de la capa lfmite en direccion circunferencial cerca de las paredes de extremo: por lo tanto, son ortogonales a la direccion del flujo de gas primario en el canal entre alabes. Estos flujos en direccion circunferencial generan un flujo tambien a lo largo de los lados de presion y aspiracion de los dos alabes adyacentes, de nuevo ortogonal a la direccion del flujo de gas primario.
Como se ha mencionado anteriormente, se ha intentado limitar las perdidas por flujo secundario en la corona de alabes de turbina reduciendo la diferencia de presion entre el lado de presion y el lado de aspiracion: de hecho, esto tiende a reducir el empuje que da lugar a la generacion de flujos en direccion circunferencial dentro de la capa lfmite cerca de las paredes de extremo en el canal entre alabes.
Las varias propuestas relativas a tecnologfas de “Contorneo de pared lateral” de tipo no axisimetrico, es decir, relativas a la forma no circular de las paredes de extremo, tambien teman el mismo objetivo y enfoque. El documento WO99/13199 tambien se refiere al mismo objetivo.
Descripcion de la invencion
El objeto de la presente invencion es proporcionar un metodo para hacer un perfil aerodinamico de turbina que permite resolver los problemas indicados anteriormente, de forma simple y barata, por medio de una solucion que puede ser usada ademas o alternativamente a las configuraciones conocidas indicadas anteriormente.
Segun la presente invencion, se facilita un metodo para hacer un perfil aerodinamico de turbina como el definido en la reivindicacion 1.
Breve descripcion de los dibujos
La invencion se describira ahora con referencia a los dibujos acompanantes, que ilustran un ejemplo no limitador de su realizacion, donde:
La figura 1 es un diagrama que representa el fenomeno de generacion de flujo secundario en un canal entre alabes de una etapa de turbina.
La figura 2 ilustra parcialmente una etapa de turbina, en una seccion a lo largo de un plano meridiano.
La figura 3 ilustra parcialmente una realizacion preferida del perfil aerodinamico de una turbina hecho por medio del metodo de la presente invencion.
La figura 4 representa dos diagramas relativos a los angulos de salida del perfil aerodinamico de la figura 3, en comparacion con los angulos de salida de un perfil aerodinamico estandar.
Y la figura 5 es un grafico que ilustra una comparacion entre las perdidas del perfil aerodinamico de la figura 3 y las de un perfil aerodinamico estandar, a lo largo de toda la altura de los perfiles.
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Mejor modo de llevar a la practica la invencion
En la figura 2, el numero 1 indica en conjunto una turbina axial (ilustrada esquematica y parcialmente), que forma parte de un motor aeronautico, no ilustrado, y tiene simetna axial con respecto a su eje (no indicado).
La turbina 1 incluye una sucesion de etapas coaxiales, de las que solamente se indica una con 10 en la figura 1 e incluye un estator 11 y un rotor 12, dispuesto hacia abajo del estator 11.
El estator 11 incluye, a su vez, una pared de extremo anular externa 14 y una pared de extremo anular interna 15, que miran una a otra y delimitan radialmente entremedio un conducto anular 18, adaptado para transportar un flujo de gas en expansion y que tiene un diametro medio que aumenta en la direccion de avance del flujo de gas.
Las paredes de extremo 14, 15 soportan una serie de alabes o perfiles aerodinamicos 20 (de los que solamente se ilustra uno), que son angularmente equidistantes uno de otro alrededor del eje de la turbina, estan alojados en el conducto 18, y delimitan, circunferencialmente con respecto al eje de la turbina, una pluralidad de boquillas o canales entre alabes.
De forma analoga, el rotor 12 incluye una pared de extremo anular externa 14a y una pared de extremo anular interna 15a, que miran una a otra y delimitan radialmente entremedio un conducto anular 18a, que forma la extension del conducto 18 para transportar el flujo de gas en expansion con un diametro medio creciente. El rotor 12 tambien incluye una serie de alabes o perfiles aerodinamicos 20a (de los que solamente se ilustra uno), dispuestos radialmente entre las paredes de extremo 14a, 15a de manera que esten alojados en el conducto 18a, angularmente equidistantes uno de otro alrededor del eje de la turbina y que delimitan, circunferencialmente con respecto al eje de la turbina, una pluralidad de boquillas o canales entre alabes.
Segun la presente invencion, el angulo de salida en el borde de salida 23 del perfil aerodinamico 20, 20a esta optimizado para minimizar los flujos secundarios, siguiendo leyes de variacion de carga mas complejas con respecto a la ley parabolica a lo largo de la altura del mismo perfil aerodinamico.
En particular, en la fase de diseno, se puede aplicar una ley polinomial de cuarto grado para variacion de la carga a lo largo de la altura del perfil aerodinamico 20: esta ley hace posible obtener distribuciones de presion locales que se oponen al movimiento de los flujos secundarios a lo largo de los lados del perfil aerodinamico 20 en direccion ortogonal a la direccion del flujo de gas primario, y una reduccion de la carga en la proximidad de las paredes de extremo 14, 15.
La variacion de carga impuesta corresponde a una variacion del angulo de salida metalico definido por el borde de salida 23 del perfil aerodinamico 20 de la presente invencion (figura 3) con respecto a una geometna o configuracion de referencia: la geometna de un perfil aerodinamico estandar en la que la variacion de carga (y por lo tanto la variacion de la diferencia de presion entre los lados de presion y aspiracion, que es proporcional a la carga) es de tipo parabolico, se toma como configuracion de referencia.
La figura 4 incluye dos graficos que muestran las diferencias del perfil aerodinamico 20 con respecto al perfil aerodinamico estandar:
1) El grafico de la derecha representa, en el eje de abscisas, el angulo de salida metalico, es decir, el angulo de salida definido por la geometna del borde de salida, para el perfil aerodinamico estandar y para el perfil aerodinamico 20 de la presente invencion, en funcion de la altura adimensional de los perfiles aerodinamicos (eje de ordenadas);
2) El grafico de la izquierda se obtiene a traves de pruebas experimentales o a traves de simulaciones en programas de ordenador y representa, en el eje de abscisas, el angulo de eflujo de gas del borde de salida del perfil aerodinamico estandar en comparacion con el angulo de eflujo del borde de salida 23 del perfil aerodinamico 20 de la presente invencion, en funcion de la altura adimensional de los perfiles aerodinamicos (en el eje de ordenadas).
Las curvas indicadas con la letra de referencia (a) se refieren al perfil aerodinamico 20 de la presente invencion, mientras que las curvas indicadas con la letra de referencia (b) se refieren al perfil aerodinamico estandar.
Segun la presente invencion, el angulo de salida metalico se ha modificado con respecto al del perfil aerodinamico estandar de manera que disminuya en dos zonas 25 y 26, que estan cerca de las paredes de extremo 14, 15 en las que la capa lfmite esta presente y que corresponden sustancialmente a la posicion de los picos de los flujos secundarios en la capa lfmite.
Por lo general, las zonas 25, 26 correspondientes a los picos de los flujos secundarios estan en el rango de entre 75% y 90% y, respectivamente, de entre 10% y 25% de la altura del perfil aerodinamico.
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En el ejemplo representado en el grafico a la derecha de la figura 4, la reduccion del angulo de salida metalico con respecto al del perfil aerodinamico estandar es inferior a 2°.
La reduccion del angulo de salida metalico en el borde de salida 23 y por lo tanto del angulo de eflujo de gas corresponde a una “abertura” local del angulo de salida y por lo tanto a la generacion de una ruta de salida preferente y a aceleracion local del flujo de gas primario. En la practica, dicha ruta de salida preferente tiende a alejar los flujos secundarios hacia el borde de salida 23 y por lo tanto limita su formacion a lo largo de las paredes de extremo 14, 15.
Como se puede ver en el grafico de la derecha en la figura 4 y en la figura 3, en las zonas restantes del borde de salida 23 del perfil aerodinamico 20, el angulo de salida metalico aumenta con respecto al del perfil aerodinamico estandar, con el fin de restablecer sustancialmente el mismo valor medio del angulo de salida metalico del perfil aerodinamico estandar.
Como resultado, el borde de salida 23 del perfil aerodinamico 20 tiene una tendencia ondulada o en forma de serpiente (figura 3): en otros terminos, en las dos zonas en las que el angulo de salida metalico se reduce, la concavidad mira en la direccion opuesta a las de las zonas restantes.
Adoptando esta geometna, es decir, disenando el angulo de salida metalico como se ha indicado anteriormente, se puede indicar en el grafico de la izquierda de la figura 4 que la curva (a) relativa al angulo de eflujo de gas del borde de salida tiene un menor numero de maximos con respecto a la curva (b). Esta reduccion de los maximos deriva de la reduccion de perdidas debidas a los flujos secundarios en el perfil aerodinamico 20.
La reduccion de perdidas por flujos secundarios es evidente en la figura 5.
La altura adimensional del perfil aerodinamico 20 y del perfil aerodinamico estandar se indica a lo largo del eje de ordenadas, mientras que el valor de las perdidas se indica a lo largo del eje de abscisas.
En la proximidad de las zonas 25, 26, es decir, en los picos de los flujos secundarios (a 10% y a 90% de la altura de los perfiles aerodinamicos), las perdidas se reducen en la curva (a) con respecto a la curva (b), mientras que a la mitad de la altura de los perfiles aerodinamicos las perdidas relativas a las dos configuraciones estan muy proximas.
Por lo tanto, las ventajas de la conformacion propuesta son evidentes para los expertos en la tecnica de dinamica de fluidos.
En particular, la solucion propuesta no solamente permite una reduccion de la carga en las paredes de extremo, sino que tambien reduce la tendencia de los gases a moverse a lo largo del lado de presion desde la extension media del canal entre alabes hacia las paredes de extremo 14, 15.
En particular, “abriendo” localmente el borde de salida del perfil aerodinamico, es decir, reduciendo el angulo de salida metalico, en las zonas de entre 10-25% y 75-90% de la altura del canal entre alabes, se obtienen dos efectos positivos primarios.
El primer efecto, como se ha mencionado anteriormente, se refiere al hecho de que se promueve el paso de mas gases a traves de las zonas 25, 26, donde se ha implementado una abertura del angulo. Por lo tanto, se forman dos rutas de escape preferentes en el lado de presion, que se oponen a la tendencia de los gases a moverse hacia las paredes de extremo 14, 15 y a generar flujos secundarios indeseables.
El segundo efecto positivo se refiere al hecho de que se obtiene una reduccion de presion local en las zonas 25, 26 en el lado de presion, lo que tambien se opone a la generacion de flujos en direccion radial.
Las perdidas por flujo secundario tienen un impacto de alrededor del 30% en el rendimiento de un modulo de turbina de presion baja (LpT) y la solucion reivindicada puede reducir la intensidad de sus flujos secundarios en torno a 20%: de esta forma, es posible aumentar el rendimiento de un modulo de turbina un valor de alrededor de 0,1%, con impactos del mismo nivel en el consumo espedfico de combustible para el modulo al que se aplique esta solucion.
El parametro de interes efectivo para obtener las ventajas descritas anteriormente es el “angulo de garganta”, es decir, el angulo formado por una lmea que es perpendicular a la seccion de garganta entre dos alabes adyacentes, puesto que es el que tiene influencia directa en el angulo de eflujo del gas que sale del canal entre alabes. Siendo identicas otras caractensticas geometricas con respecto al perfil aerodinamico estandar, el angulo de garganta esta correlacionado de forma unica con el angulo de salida metalico que se ha usado en el tratamiento presente por razones de simplicidad y conveniencia de la vision en las figuras acompanantes. En otros terminos, la indicacion “angulo de garganta” o “angulo de salida metalico” son equivalentes, puesto que los valores absolutos de estos angulos cambian, pero su tendencia es analoga.
Finalmente, es evidente por lo anterior que se puede hacer variantes y modificaciones en el metodo para hacer el
perfil aerodinamico descrito sin apartarse del alcance de proteccion de la presente invencion, definido en las reivindicaciones anexas.
En particular, la reduccion del angulo de salida metalico en la capa lfmite se puede aplicar tanto a alabes de estator 5 como a alabes de rotor, es decir, en el borde de salida 23a del perfil aerodinamico 20a.
Ademas, el borde delantero 22, 22a de los perfiles aerodinamicos 20, 20a tambien podna estar ondulado o en forma de serpiente (segun la posicion en la que se apilen las secciones transversales del perfil aerodinamico).
10 Ademas, un alabe en el que la carga vane linealmente (y sin tendencia parabolica) a lo largo de la altura entre los extremos radiales se podna tomar como perfil aerodinamico estandar.

Claims (5)

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    REIVINDICACIONES
    1. Un metodo para hacer un perfil aerodinamico de turbina comenzando a partir de un perfil aerodinamico de referencia, caracterizado por:
    a) reducir localmente el angulo de salida metalico en el borde de salida con respecto al de dicho perfil aerodinamico de referencia, en dos zonas (25, 26) que corresponden sustancialmente, en el uso, a la posicion de los picos de los flujos secundarios en la capa lfmite;
    b) incrementar el angulo de salida metalico en las zonas restantes del borde de salida, con respecto al del perfil aerodinamico de referencia, con el fin de restablecer sustancialmente el mismo valor medio del angulo de salida metalico del perfil aerodinamico de referencia.
  2. 2. El metodo segun la reivindicacion 1, caracterizado porque las dos zonas indicadas (25, 26) estan situadas en el rango de entre 75% y 90% y, respectivamente, de entre 10% y 25% de la altura del perfil aerodinamico.
  3. 3. El metodo segun la reivindicacion 2, caracterizado porque la reduccion del angulo de salida metalico es menor o igual a 2°.
  4. 4. El metodo segun alguna de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque dicho perfil aerodinamico de referencia se define por un perfil aerodinamico en el que la carga vana con una ley lineal o parabolica a lo largo de la altura del perfil aerodinamico.
  5. 5. El metodo segun alguna de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque la carga vana a lo largo de la altura del perfil aerodinamico con una ley polinomial de cuarto grado.
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