ES2837847T3

ES2837847T3 - Perfil aerodinámico de un diafragma de turbina, unidad de diafragma y método de reparación

Info

Publication number: ES2837847T3
Application number: ES13710723T
Authority: ES
Inventors: John Sassatelli; James Kostrubanic; Christopher Krosky; Sheldon Westwood
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2012-03-05
Filing date: 2013-03-05
Publication date: 2021-07-01
Anticipated expiration: 2033-03-05
Also published as: WO2013134181A1; EP2823149B1; EP2823149A1; US20130230403A1; PL2823149T3; US9068459B2

Abstract

Un perfil aerodinámico (2) de un diafragma que comprende: un cuerpo (4) de perfil aerodinámico que tiene un lado de presión y un lado (8) de succión, incluyendo el cuerpo (4) del perfil aerodinámico: una sección (10) del borde anterior que es una parte originalmente formada del perfil aerodinámico (2) del diafragma que forma una parte tanto del lado (6) de presión como del lado (8) de succión; y una sección (12) del borde posterior que se integra con la sección (10) del borde anterior, incluyendo la sección (12) del borde posterior: un elemento prefabricado (14) fijado a la sección (10) del borde anterior, formando el elemento prefabricado (14) un resto del lado (6) de presión del cuerpo (4) de perfil aerodinámico caracterizado por que el cuerpo (4) del perfil aerodinámico es un cuerpo de perfil aerodinámico compuesto en donde la sección del borde posterior está formada por un compuesto de dos partes que incluye el elemento prefabricado y una sección (18) de soldadura o de soldadura fuerte que entra en contacto con la sección (10) del borde anterior y el elemento prefabricado, formando la sección (18) de soldadura o de soldadura fuerte un resto del lado (8) de succión del cuerpo (4) del perfil aerodinámico compuesto que reemplaza una sección original retirada del perfil aerodinámico (2) próxima al borde posterior.

Description

DESCRIPCIÓN

Perfil aerodinámico de un diafragma de turbina, unidad de diafragma y método de reparación

Campo de la invención

El objeto descrito en la presente memoria se refiere a turbinas. Más específicamente, el objeto descrito en la presente memoria se refiere a perfiles aerodinámicos de diafragma de turbina y a métodos para reparar tales perfiles aerodinámicos.

Antecedentes de la invención

Los perfiles aerodinámicos de una turbina, p. ej., los perfiles aerodinámicos del diafragma de una turbina de vapor, pueden someterse a condiciones ambientales adversas durante el funcionamiento de una turbina, que incluyen exposición a alta temperatura, alta presión y vapor de alto contenido de humedad. Estas condiciones de funcionamiento, entre otras, pueden causar daños a los perfiles aerodinámicos de la turbina (p. ej., en el borde posterior o punta), de manera que los perfiles aerodinámicos precisen repararse.

Los métodos convencionales para reparar perfiles aerodinámicos de un diafragma de una turbina (o toberas estáticas de turbinas) generalmente se encuentran en dos categorías: a) soldadura de recrecimiento, seguida de pulido manual para restaurar un perfil deseado; y b) partial partition repair (reparación parcial de la división - PPR), en donde se suelda un perfil aerodinámico mecanizado de precisión para reemplazar todo el borde posterior del perfil aerodinámico, y se realiza algo de mecanizado manual en la soldadura para ajustarse a la sección del perfil aerodinámico mecanizado de precisión, con la sección original restante del perfil aerodinámico. Estos procesos se realizan mientras que los perfiles aerodinámicos de un diafragma de turbina están en su lugar en el diafragma. En estos casos, la reparación puede ser ineficaz (p. ej., no logrando restaurar la trayectoria de flujo deseada), costosa, o ambas.

En US-3.650.635 se sugiere que se proporcione un perfil aerodinámico mejorado para motores de turbina que tengan contrafuertes ubicados en extremos opuestos de los mismos, teniendo dicho perfil aerodinámico un borde anterior y un borde posterior. El cuerpo de la sección del perfil aerodinámico tiene una estructura policristalina de granos equiaxiales, comprendiendo por lo menos uno de los bordes del perfil aerodinámico una inserción soldada con granos longitudinalmente a lo largo de dicho borde. Según se imparte en US-2009/313823, un perfil aerodinámico de un motor de turbinas de gas se repara mediante el mecanizado de material de perfil aerodinámico a lo largo de al menos una parte de por lo menos uno de los bordes anterior y posterior, y una punta radialmente exterior que forma al menos un área de recorte y formando una soldadura soldando sucesivos cordones de material de soldadura en el área de recorte. Las dimensiones finales deseadas del perfil aerodinámico reparado se obtienen mecanizando parte del material de cordón de soldadura en la soldadura y, a continuación, se imparten tensiones profundas residuales de compresión en una región pretensada que se extiende en la soldadura y abarcándola, en una parte del perfil aerodinámico adyacente a la soldadura. Como se describe en US-2005/235492, una probeta del borde posterior para el borde posterior de perfil aerodinámico de un segmento de tobera de turbina se suelda a una sección del perfil aerodinámico del segmento de tobera a la que se le retira una parte dañada del borde posterior. La probeta incluye orificios de enfriamiento de la película separados uno del otro a lo largo de una parte de pared lateral de presión de la probeta y una pluralidad de aberturas separadas radialmente a lo largo del borde posterior. Al soldar los bordes laterales de presión y succión de la probeta a los bordes de presión y laterales de la parte restante del perfil aerodinámico, se extiende la vida útil de la tobera. En US-5.895.205 se imparte un método reparador que incluye retirar las partes erosionadas o dañadas del borde posterior de las divisiones en el diafragma de una turbina, retirándose más de 50 % de la longitud de las divisiones, comenzando en el borde posterior. Una probeta, que es una réplica precisa de una parte de una división originalmente especificada, se suelda a la parte de división restante o existente, mediante una soldadura de sello a lo largo de la longitud radial de la probeta en el lado de succión de la división reparada, y dos soldaduras de penetración completa en los extremos de la probeta para fijarla a los anillos interno y externo o las paredes laterales del diafragma. La división reparada está, por tanto, contorneada de forma idéntica sustancialmente como la división original.

Breve descripción de la invención

Se describe un perfil aerodinámico de un diafragma de turbina, una unidad de diafragma de turbina que emplea dicho perfil aerodinámico, y un método de reparación, tal como se expone en las reivindicaciones. En una realización de la invención, se proporciona un perfil aerodinámico de un diafragma de turbina, según la reivindicación 1.

Breve descripción de los dibujos

Estas y otras características de esta invención se entenderán con mayor facilidad a partir de la siguiente descripción detallada de los diversos aspectos de la invención, en combinación con los dibujos adjuntos, que ilustran diversas realizaciones de la invención, en las que:

La Fig. 1 muestra una vista esquemática lateral de un perfil aerodinámico de un diafragma de turbina, según varias realizaciones de la invención.

La Fig. 2 muestra un diagrama de flujo que ilustra un proceso, según varias realizaciones de la invención.

La Fig. 3 muestra una vista en planta esquemática de una parte de una unidad de diafragma de turbina, según varias realizaciones de la invención.

Cabe señalar que los dibujos de la invención no están necesariamente a escala. Los dibujos pretenden ilustrar únicamente los aspectos típicos de la invención y, por lo tanto, no deben considerarse como limitativos del ámbito de la invención. En los dibujos, una numeración similar representa elementos similares entre los distintos dibujos.

Descripción detallada de la invención

El objeto descrito en la presente memoria se refiere a turbinas. Más específicamente, el objeto descrito en la presente memoria se refiere a perfiles aerodinámicos de un diafragma de turbina, diafragmas de turbina que emplean estos perfiles aerodinámicos y los métodos para reparar dichos perfiles aerodinámicos.

Los diafragmas de turbina de vapor, convencionalmente, incluyen una pluralidad de perfiles aerodinámicos de la tobera estacionaria (también llamados “divisiones” ), que dirigen el flujo de un fluido de funcionamiento hacia las cubas dinámicas del rotor de la turbina. Durante el funcionamiento de un sistema de turbina de vapor convencional que incluye un diafragma y un rotor, los perfiles aerodinámicos de la tobera se pueden exponer a vapor a temperaturas extremadamente elevadas durante períodos prolongados, así como al arrastre de partículas de la caldera y a la erosión de partículas sólidas. Estas temperaturas y exposición a partículas pueden desgastar los perfiles aerodinámicos de la tobera, causando que dichos perfiles aerodinámicos de la tobera se erosionen. En particular, uno o más perfiles aerodinámicos de la tobera se pueden erosionar cerca de su borde posterior, o parte “ aleteada” , disminuyendo la capacidad de ese perfil aerodinámico de la tobera para dirigir el flujo de fluido en la turbina. Como resultado, estos perfiles aerodinámicos de la tobera pueden requerir reparaciones periódicas.

Como se mencionó en la presente memoria, los métodos convencionales para reparar perfiles aerodinámicos de un diafragma de turbina de vapor, generalmente, se encuentran dentro de dos categorías: a) soldadura de recrecimiento, seguida de pulido manual para restaurar un perfil deseado; y b) partial partition repair (reparación parcial de la división -PPR), en donde se suelda un perfil aerodinámico mecanizado de precisión para reemplazar todo el borde posterior del perfil aerodinámico, y se realiza algo de mecanizado manual en esa soldadura para ajustarse a la sección del perfil aerodinámico mecanizado de precisión, con la sección original restante del perfil aerodinámico. Estos procesos se realizan mientras que los perfiles aerodinámicos de un diafragma de turbina están en su lugar en el diafragma. En ambos casos, la reparación puede ser ineficaz (p. ej., no logrando restaurar la trayectoria de flujo deseada), demasiado costosa, o ambas.

En el primer método, debido a que las partes de los perfiles aerodinámicos de un diafragma no son visibles y/o son difíciles de alcanzar durante el proceso de mecanizado (p. ej., durante el pulido y acabado del perfil), la soldadura puede ser imprecisa y requerir trabajos de seguimiento arduos. En el segundo método, el costo de mecanizado de precisión de todo el borde posterior del perfil aerodinámico puede ser indeseablemente costoso.

A diferencia de estos métodos convencionales y los perfiles aerodinámicos de un diafragma resultantes, diversos aspectos de la invención incluyen un perfil aerodinámico del diafragma de turbina que tiene: un cuerpo de perfil aerodinámico compuesto que incluye un lado de presión y un lado de succión, incluyendo el cuerpo de perfil aerodinámico compuesto: una sección de borde anterior que forma una parte de tanto del lado de presión como del lado de succión; una sección de borde anterior que se integra con la sección de borde posterior, incluyendo la sección de borde anterior: un elemento prefabricado fijado a la sección de borde anterior, formando el elemento prefabricado un resto del lado de presión del cuerpo del perfil aerodinámico compuesto; y una sección de soldadura o de soldadura fuerte que entre en contacto con el borde anterior y el elemento prefabricado, formando la sección de soldadura o de soldadura fuerte un resto del lado de succión del cuerpo del perfil aerodinámico compuesto.

En varias otras realizaciones de la invención, se describe una unidad de diafragma de turbina, según la reivindicación 6.

En aún otras realizaciones de la invención, se describe un método para reparar un perfil aerodinámico de turbina en un diafragma de turbina, según la reivindicación 7.

Volviendo a la Fig. 1, se muestra una vista esquemática lateral de un perfil aerodinámico 2 de un diafragma de turbina, según varias realizaciones de la invención. El perfil aerodinámico 2 de un diafragma de turbina puede configurarse para usarse en un diafragma de turbina, por ejemplo, un diafragma de turbina de vapor. En algunos casos, el perfil aerodinámico 2 de un diafragma de turbina se denomina en la presente memoria como una “división de diafragma” , o simplemente “división” o un “ perfil aerodinámico” .

Como se muestra, el perfil aerodinámico 2 de un diafragma puede incluir un cuerpo 4 de perfil aerodinámico compuesto que tenga un lado 6 de presión y un lado 8 de succión. El cuerpo 4 del perfil aerodinámico puede incluir, además, un borde anterior 7 y un borde posterior 9. Durante el funcionamiento de una turbina de vapor que emplee el perfil aerodinámico 2 de un diafragma, el vapor de entrada se dirige desde el borde anterior 7, a través del lado 6 de presión del perfil aerodinámico 2 de un diafragma, hacia el borde posterior y, eventualmente, hacia las palas dinámicas del rotor de la turbina. Como se muestra, el cuerpo 4 del perfil aerodinámico puede incluir una sección 10 del borde anterior que forme una parte de tanto del lado 6 de presión como del lado 8 de succión del cuerpo 4 del perfil aerodinámico. También se muestra una sección 12 del borde posterior, que se integra con la sección 10 del borde anterior, y que forma el resto del lado 6 de presión y del lado 8 de succión, respectivamente. La sección 10 del borde anterior puede incluir un metal (p. ej., acero, aluminio, etc.) convencionalmente utilizado para conformar un perfil aerodinámico de un diafragma. En algunos casos, la sección 10 del borde anterior puede formarse a partir de un acero tal como AISI (American Iron and Steel Institute) 410. La sección 10 del borde delantero es una parte originalmente conformada del perfil aerodinámico 2 del diafragma, que no necesariamente precisa reparación, según las realizaciones descritas en la presente memoria. Es decir, la sección 10 del borde anterior incluye partes originales de un perfil aerodinámico de un diafragma que permanecerán sustancialmente intactas, según los métodos de la invención.

La sección 12 del borde posterior puede conformarse de un compuesto de dos partes, lo que incluye un elemento prefabricado 14 fijado a la sección del borde anterior (p. ej., en una costura 16). El elemento prefabricado 14 puede soldarse o realizar soldadura fuerte a la sección 10 del borde anterior en la costura 16, o puede fijarse de cualquier otra forma a la sección 10 del borde anterior, p. ej., mediante un adhesivo u otro mecanismo de unión. En algunas realizaciones, la costura 16 puede dejarse sin soldar pero de otro modo fijada a la sección 10 del borde anterior. En otros casos, la costura 16 puede fusionarse sustancialmente por completo con la sección 10 del borde anterior mediante una soldadura de penetración completa (o soldadura fuerte) a lo largo de la costura 16. En varias realizaciones de la invención, la costura 16 puede extenderse tan solo una parte del grosor (t) de la sección 10 del borde anterior. En algunos casos, la costura 16 (y, por tanto, el grosor del elemento prefabricado 14), es aproximadamente entre 1,24 mm y 3,302 mm (0,06 pulgadas - 0,13 pulgadas). En un caso particular, la costura es aproximadamente 0,2286 mm (0,09 pulgadas) de grosor. En varias realizaciones, la costura 16 abarca aproximadamente 10-20 por ciento del grosor (t) de la sección 10 del borde anterior. El elemento prefabricado 14 puede incluir cualquier metal convencional usado para formar un perfil aerodinámico, p. ej., acero, aluminio, cobre, etc. En algunos casos, el elemento prefabricado 14 puede componerse de un material sustancialmente similar (p. ej., un metal) como la sección 10 del borde anterior.

El elemento prefabricado 14, como su nombre sugiere, se forma antes de fijarse a la sección 10 del borde anterior. En algunos casos, el elemento prefabricado 14 puede fabricarse en un lugar alejado del lugar donde el elemento prefabricado 14 se fije a la sección del borde anterior. En otros casos, el elemento prefabricado 14 puede fabricarse in situ. En cualquier caso, el elemento prefabricado 14 puede formar un resto del lado 6 de presión del perfil aerodinámico 2 de un diafragma, de manera que el elemento prefabricado 14 pueda reemplazar una parte (p. ej., una parte dañada) de un perfil aerodinámico original a lo largo de una parte del lado 6 de presión. En particular, el elemento prefabricado 14 puede reemplazar la parte dañada de un perfil aerodinámico original a lo largo de su lado 6 de presión, en particular, cerca de su borde posterior. Como se muestra, la sección 12 del borde posterior puede incluir, además, una sección 18 de soldadura o de soldadura fuerte, en contacto con la sección 10 del borde anterior y el elemento prefabricado 14. En algunos casos, la sección 18 de soldadura o de soldadura fuerte conforma un resto del lado 8 de succión del perfil aerodinámico 2 del diafragma. Es decir, como en el caso del lado 6 de presión del perfil aerodinámico 2 del diafragma, la sección 18 de soldadura o de soldadura fuerte puede formar una parte reparada de un perfil aerodinámico de un diafragma incompleto que puede reemplazar a una sección original retirada del perfil aerodinámico 2 próximo a su borde posterior (p. ej., borde posterior 9).

La Fig. 2 muestra un diagrama de flujo ilustrativo que incluye procesos, según varias realizaciones de la invención. Haciendo referencia de forma específica a la Fig. 1, un proceso preliminar (opcional) P1 puede incluir retirar una parte del perfil aerodinámico de la turbina (p. ej., próxima al borde posterior 9), que puede estar dañada debido a cualquier número de condiciones descritas en la presente memoria. Retirar esta parte del perfil aerodinámico de la turbina puede incluir cortar la parte de la parte restante (p. ej., la sección del borde anterior) in situ. En la presente memoria, el término “ in situ” se refiere a la ubicación de un perfil aerodinámico de una turbina dentro de una unidad de diafragma, como se indica más adelante en referencia a la Fig. 3. En cualquier caso, el proceso P1 puede incluir retirar una parte del perfil aerodinámico, lo que puede incluir corte, lijado, mecanizado o cualquier otra forma de separar una parte dañada de una parte relativamente no dañada (incompleta) del perfil aerodinámico. En algunos casos, la parte dañada retirada puede extenderse desde el lado de presión (p. ej., lado 6 de presión) hasta el lado (8) de succión del perfil aerodinámico 2 de la turbina, de manera que se extienda a través de una profundidad del perfil aerodinámico 2 de la turbina. Después de retirar la parte deseada del perfil aerodinámico dañado, queda un perfil aerodinámico incompleto.

Haciendo referencia de forma específica a la Fig. 2, el proceso P2 puede incluir fijar un elemento prefabricado (p. ej., elemento prefabricado 14) al perfil aerodinámico de la turbina (p. ej., tras la retirada de la parte dañada deseada). El elemento prefabricado 14 puede reemplazar la parte que falta del lado de presión del perfil aerodinámico de la turbina. Como se mostrará con mayor claridad con referencia a la Fig. 3, el elemento prefabricado 14 se coloca en una posición, mientras el perfil aerodinámico 4 está in situ (en una unidad de diafragma). El elemento prefabricado 14 se puede fijar a través de un adhesivo, o mediante una técnica de soldadura que incluya al menos uno de soldadura de metal-inert-gas (gas inerte de metal - MIG) o de soldadura de tungsten-inert-gas (gas inerte de tungsteno - TIG). Se entiende que el elemento prefabricado 14 podría soldarse fuerte, alternativamente, al perfil aerodinámico de la turbina (p. ej., después de retirar la parte dañada deseada). Además, se entiende que el elemento prefabricado 14 puede tener una soldadura de penetración completa o soldadura fuerte tanto a las paredes laterales convencionales (p. ej., los anillos 22 y 24 de diafragma interno y externo, respectivamente, que se muestran en la Fig. 3) como a la sección 10 del borde anterior. Esto crea una conexión de 3 lados de una soldadura o de una soldadura fuerte entre el elemento prefabricado 14 y la unidad de tobera terminada (Fig. 3). En algunas realizaciones, como se muestra en la Fig. 1, el elemento prefabricado 14 y la sección 10 del borde anterior forman colectivamente un perfil sustancialmente continuo (o ininterrumpido) a lo largo del lado 6 de presión del perfil aerodinámico compuesto 2.

Se entiende que en varias realizaciones, el proceso P2 puede incluir partes de soldadura o de soldadura fuerte del elemento prefabricado 14, a las paredes laterales en una configuración integrada de perfil aerodinámico/pared lateral (conocido, además, como “ singlete” ). En este caso, como se conoce en la técnica, el singlete incluye un perfil aerodinámico y paredes laterales sustancialmente formadas integralmente. En este tipo de configuración el proceso P2 podría incluir el uso de una soldadura de penetración completa, o soldadura fuerte, para unir el elemento prefabricado 14 con una o ambas de las paredes laterales, así como la sección 10 del borde anterior.

Después de fijar el elemento prefabricado 14 a la sección 10 del borde anterior, el proceso P3 puede incluir soldadura o soldadura fuerte a lo largo de un lado de succión del elemento prefabricado 14, para reemplazar una parte que falta del lado de succión del perfil aerodinámico dañado. Esto es, haciendo referencia de forma específica a la Fig. 1, este proceso puede incluir soldadura o soldadura fuerte para crear una parte del lado de succión (p.ej., lado 8 de succión) sobre el “posterior” del elemento prefabricado 14. En algunos casos, esta soldadura, o la soldadura fuerte, de recrecimiento puede realizarse comenzando próximo a la costura 16 del elemento prefabricado y la sección 10 del borde anterior y, en algunos casos, la soldadura, o la soldadura fuerte, de recrecimiento se puede realizar continuamente para formar la sección 18 de soldadura o de soldadura fuerte, como se muestra en la Fig. 1. En varias realizaciones, el proceso de soldadura o de soldadura fuerte se realiza continuamente hasta que la parte que falta del lado de succión del perfil aerodinámico dañado esté sustancialmente restaurada. Más especialmente, en varias realizaciones, el proceso de soldadura o de soldadura fuerte se extiende para formar una sección de soldadura o de una soldadura fuerte de sobresoldadura que pueda mecanizarse de nuevo para formar la sección 18 de soldadura o de soldadura fuerte, como se muestra en la Fig. 1. En algunos casos, la soldadura de recrecimiento puede realizarse utilizando una o más técnicas de soldadura, tales como soldadura con metal-inert-gas (gas inerte de metal - MIG) o soldadura con tungsten-inert-gas (gas inerte de tungsteno - TIG). Tal como se muestra en la Fig. 1, el siguiente proceso P3 y cualquier mecanizado/limpieza de seguimiento de la sección 18 de soldadura o de soldadura fuerte y de la sección 10 del borde anterior forman colectivamente un perfil sustancialmente continuo (o ininterrumpido) a lo largo del lado 8 de succión del perfil aerodinámico compuesto 2.

Es decir, después de realizar los procesos descritos, según varias realizaciones de la invención, se proporciona un cuerpo 4 de perfil aerodinámico sustancialmente restaurado que tiene perfiles sustancialmente continuos tanto en su lado 6 de presión como en su lado 8 de succión. Se entiende que los procesos descritos en la presente memoria pueden realizarse en cualquier orden, y que algunos procesos pueden omitirse, sin abandonar la invención descrita en la presente memoria.

Volviendo a la Fig. 3, se muestra una vista en planta esquemática de una parte de una unidad 20 de diafragma de turbina, según varias realizaciones de la invención. La unidad 20 de diafragma de turbina puede incluir una pared lateral 22 de diafragma interna (p. ej., una parte de un anillo de diafragma o un grupo de una o más paredes laterales de singlete mostradas), una pared lateral externa 24 del diafragma (p. ej., una parte de un anillo o un grupo de una o más paredes laterales de singlete mostradas), y una pluralidad de perfiles aerodinámicos 2 de diafragma ubicados entre la pared lateral interna 22 del diafragma y la pared lateral externa 24 del diafragma. Cada una de la pluralidad de perfiles aerodinámicos 2 de diafragma puede incluir características descritas de forma similar con respecto al perfil aerodinámico numéricamente idéntico de la Fig. 1. Se entiende que una unidad completa 20 de diafragma puede formarse como cualquier unidad convencional de diafragma, p. ej., en secciones semi circulares unidas en una superficie de unión horizontal. La Fig. 3 ilustra el entorno in situ en el que se realizan los métodos, según varias realizaciones de la invención. Esto es, como se muestra, el lado 6 de presión de cada perfil aerodinámico 2 de diafragma no es visible desde esta perspectiva, y que también es difícil alcanzar el lado 6 de presión, debido a la holgura limitada entre los perfiles aerodinámicos 2 de diafragma adyacentes.

Como se ha señalado en la presente memoria, varias realizaciones de la invención pueden aplicarse a una configuración de tobera de singlete, así como una configuración del anillo de diafragma más tradicional. Como se conoce en la técnica, la configuración del anillo de diafragma emplea un anillo de diafragma interno y externo que tiene perfiles aerodinámicos que se extienden entre sí, en donde los perfiles aerodinámicos (p. ej., perfil aerodinámico 2) pueden soldarse (o soldarse fuerte) individualmente en ranuras, surcos o puntos de conexión en cada uno de los anillos de diafragma interno y externo, respectivamente. En contraste, la configuración de tobera de singlete emplea paredes laterales (p. ej., secciones de pared lateral) que se moldean integralmente con el perfil aerodinámico (p. ej., perfil aerodinámico 2). Las paredes laterales en estas realizaciones pueden situarse en las ranuras (p. ej., al menos ranuras que se extienden axialmente de forma parcial) en una unidad de anillo. En cualquier caso, varias realizaciones de la invención permiten la fijación (p. ej., soldadura o soldadura fuerte) a ambas paredes laterales de una sección prefabricada del perfil aerodinámico (p. ej., anillo o pared lateral de singlete).

Como podrá entender un experto en la técnica, varias realizaciones de la invención pueden proporcionar una reparación más eficaz de perfiles aerodinámicos de un diafragma cuando se comparan con los métodos convencionales. Al insertar un elemento prefabricado en una parte de la trayectoria de reparación donde la visibilidad y maniobrabilidad se reducen, se mejora el perfil a lo largo del lado de presión del perfil aerodinámico reparado, cuando se compara con el método convencional de soldadura total de recrecimiento. Además, el tiempo y el costo asociados con una soldadura total de recrecimiento se reduce, ahorrando horas de mano de obra en comparación con ese método convencional. De forma adicional, utilizar la soldadura o soldadura fuerte de recrecimiento sobre el lado visible (y más fácilmente alcanzado) de succión del perfil aerodinámico reparado, proporciona ventajas económicas asociadas en comparación con el método de inserción convencional de partial partition repair (reparación parcial de la división -PPR).

La terminología utilizada en la presente descripción sirve para describir realizaciones particulares únicamente y no pretende ser limitativa de la descripción. Como se utiliza en la presente memoria, se pretende que las expresiones en singular “ un” , “una” y “el/la” incluyan también las formas en plural, a menos que el contexto indique claramente lo contrario. Se entenderá además que los términos “comprende” y/o “que comprende” , cuando se utilizan en esta memoria descriptiva, especifican la presencia de características, números enteros, etapas, operaciones, elementos y/o componentes indicados, pero no excluyen la presencia o adición de una o más características, números enteros, etapas, operaciones, elementos, componentes y/o grupos de los mismos.

Esta descripción escrita utiliza ejemplos para describir la invención, incluyendo el mejor modo, y también para permitir que cualquier experto en la técnica ponga en práctica la invención, incluyendo la fabricación y uso de cualquier dispositivo o sistema y la realización de cualesquiera métodos incorporados. El ámbito patentable de la invención está definido por las reivindicaciones, y puede incluir otros ejemplos concebibles por los expertos en la técnica. Se pretende que estos otros ejemplos estén dentro del ámbito de las reivindicaciones si estos tienen elementos estructurales que no difieren del lenguaje literal de las reivindicaciones, o si incluyen elementos estructurales equivalentes con diferencias insustanciales con respecto al lenguaje literal de las reivindicaciones.

Claims

REIVINDICACIONES

i. Un perfil aerodinámico (2) de un diafragma que comprende:

un cuerpo (4) de perfil aerodinámico que tiene un lado de presión y un lado (8) de succión, incluyendo el cuerpo (4) del perfil aerodinámico:

una sección (10) del borde anterior que es una parte originalmente formada del perfil aerodinámico (2) del diafragma que forma una parte tanto del lado (6) de presión como del lado (8) de succión; y una sección (12) del borde posterior que se integra con la sección (10) del borde anterior, incluyendo la sección (12) del borde posterior:

un elemento prefabricado (14) fijado a la sección (10) del borde anterior, formando el elemento prefabricado (14) un resto del lado (6) de presión del cuerpo (4) de perfil aerodinámico

caracterizado por que el cuerpo (4) del perfil aerodinámico es un cuerpo de perfil aerodinámico compuesto en donde la sección del borde posterior está formada por un compuesto de dos partes que incluye el elemento prefabricado y una sección (18) de soldadura o de soldadura fuerte que entra en contacto con la sección (10) del borde anterior y el elemento prefabricado, formando la sección (18) de soldadura o de soldadura fuerte un resto del lado (8) de succión del cuerpo (4) del perfil aerodinámico compuesto que reemplaza una sección original retirada del perfil aerodinámico (2) próxima al borde posterior.
2. El perfil aerodinámico del diafragma de la turbina de la reivindicación 1, en donde el elemento prefabricado (14) incluye un metal de una composición sustancialmente similar a la de la sección (10) del borde anterior.
3. El perfil aerodinámico del diafragma de la turbina de la reivindicación anterior, en donde el elemento prefabricado (14) y la sección (10) del borde anterior se unen en una costura (16) que se extiende solamente por una parte de un grosor de la sección (10) del borde anterior.
4. El perfil aerodinámico del diafragma de la turbina de la reivindicación 1, en donde el elemento prefabricado (14) y la sección (10) del borde anterior forman colectivamente un perfil sustancialmente continuo a lo largo del lado (6) de presión del cuerpo (4) del perfil aerodinámico compuesto.
5. El perfil aerodinámico del diafragma de la turbina de la reivindicación 1, en donde la sección (18) de soldadura o de soldadura fuerte y la sección (10) del borde anterior forman colectivamente un perfil sustancialmente continuo a lo largo del lado (8) de succión del cuerpo (4) del perfil aerodinámico compuesto.
6. Una unidad (20) de diafragma de turbina que comprende:

una pared lateral interna (22) de diafragma;

una pared lateral externa (24) de diafragma; y

una pluralidad de perfiles aerodinámicos de diafragma que se ubican entre la pared lateral interna (22) de diafragma y la pared lateral externa (24) de diafragma, comprendiendo cada una de la pluralidad de perfiles aerodinámicos de diafragma el perfil aerodinámico (2) del diafragma de la turbina de cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
7. Un método para reparar un perfil aerodinámico de turbina en un diafragma de turbina, comprendiendo el método:

fijar (P2) un elemento prefabricado al perfil aerodinámico de turbina, teniendo el perfil aerodinámico de turbina un lado de presión con una parte que le falta al mismo y un lado de aspiración con una parte que le falta al mismo, reemplazando el elemento prefabricado la parte que falta del lado de presión del perfil aerodinámico de la turbina; y

caracterizado por soldar o soldar fuerte (P3) a lo largo de un lado de succión del elemento prefabricado para reemplazar la parte que falta del lado de succión del perfil aerodinámico que reemplaza una sección original retirada del perfil aerodinámico (2) próxima al borde posterior.
8. El método de la reivindicación anterior, en donde el elemento prefabricado y el perfil aerodinámico de la turbina forman una superficie sustancialmente continua después de la fijación y la soldadura o la soldadura fuerte.
9. El método de la reivindicación 7, en donde el elemento prefabricado incluye al menos uno de acero, aluminio o cobre
10. El método de la reivindicación 7, en donde la soldadura o la soldadura fuerte (P3) incluye soldar, incluyendo la soldadura al menos una soldadura de metal-inert-gas (gas inerte de metal - MIG) o soldadura de tungsten-inert- gas (gas inerte de tungsteno - TIG).
11. El método de la reivindicación 7, que comprende, además, retirar (P1) una parte del perfil aerodinámico de la turbina antes de la fijación del elemento prefabricado al perfil aerodinámico de la turbina.
12. El método de la reivindicación 7, en donde se realiza continuamente la soldadura o la soldadura fuerte sustancialmente hasta que la parte que falta del lado de succión del perfil aerodinámico esté sustancialmente restaurada.