ES2905524T3 - Centro de gravedad de las palas del rotor - Google Patents

Centro de gravedad de las palas del rotor Download PDF

Info

Publication number
ES2905524T3
ES2905524T3 ES16201356T ES16201356T ES2905524T3 ES 2905524 T3 ES2905524 T3 ES 2905524T3 ES 16201356 T ES16201356 T ES 16201356T ES 16201356 T ES16201356 T ES 16201356T ES 2905524 T3 ES2905524 T3 ES 2905524T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
gravity
gas turbine
cone
cross
center
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES16201356T
Other languages
English (en)
Inventor
Carsten Schönhoff
Martin Pernleitner
Klaus Wittig
Manfred Dopfer
Marcus Wöhler
Wilfried Schütte
Christoph Bichlmaier
Rudolf Stanka
Norman Cleesattel
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines AG filed Critical MTU Aero Engines AG
Application granted granted Critical
Publication of ES2905524T3 publication Critical patent/ES2905524T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/24—Rotors for turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/301—Cross-sectional characteristics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/307—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the tip of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/231—Three-dimensional prismatic cylindrical
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/606—Directionally-solidified crystalline structures
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Pala del rotor para una turbina de gas de avión, que tiene un elemento de la raíz de paleta (12) y una sección de desviación del chorro (16) que se une al elemento de la raíz de paleta (12) en una dirección radial (RR), en donde los correspondientes centros de gravedad (24, 24') de las superficies de sección transversal de las paletas (20) de la sección de desviación del chorro (16) se sitúan en un eje de roscado común (26), en donde el eje de roscado (26), en el estado montado de la pala del rotor (10) en la turbina de gas, está inclinado con respecto a la dirección radial (RR) en la dirección del flujo de gas en la dirección axial (AR) y/o en la dirección circunferencial de la turbina de gas, y la pala del rotor es adecuada para su uso en una turbina de baja presión de alta velocidad conectada a un ventilador de la turbina de gas de avión por medio de un engranaje reductor, caracterizada porque el eje de roscado (26), que parte de un primer centro de gravedad (24) de una primera superficie de sección transversal de la paleta (20) contigua al elemento de la raíz de paleta (12), se extiende dentro de un cono (28) cuyo vértice del cono se encuentra en el primer centro de gravedad (24) y cuya altura del cono (KH) se extiende ortogonalmente al plano de las superficies de sección transversal de la paleta (20), en donde la altura del cono (KH) se extiende en la dirección radial (RR), cuya dirección radial (RR) pasa por el primer centro de gravedad (24), de la turbina de gas de avión cuando la pala del rotor (10) se une a la turbina de gas de avión, en donde el ángulo de apertura (β) del cono (28) es mayor o igual a 0,5° y menor o igual a 2°, y en donde el eje de roscado (26) se extiende desde el primer centro de gravedad (24) de una primera superficie de sección transversal de la paleta (20), adyacente al elemento de raíz de paleta (12), dentro de una superficie lateral del cono (28).

Description

DESCRIPCIÓN
Centro de gravedad de las palas del rotor
La invención se refiere a una pala del rotor para una turbina de gas de avión, que comprende un elemento de la raíz de paleta y una sección de desviación de chorro que se une al elemento de la raíz de paleta en la dirección longitudinal de la paleta, en donde los correspondientes centros de gravedad de las áreas de sección transversal de la paleta de la sección de desviación de chorro se encuentran en un eje de roscado común. La sección de desviación del chorro es típicamente una hoja de paleta con un lado de succión convexo, un lado de presión cóncavo, que están conectados entre sí a través de un borde de delantero y un borde trasero. Las superficies de sección transversal de las paletas se obtienen como secciones a través de la sección de desviación del chorro con superficies cilíndricas dispuestas concéntricamente alrededor del eje de máquina de la turbina de gas.
Los datos de direcciones como "axial", "radial" y "circunferencial" deben entenderse siempre en relación con el eje de la máquina de la turbina de gas, a menos que el contexto indique explícita o implícitamente lo contrario.
En el desarrollo de las turbinas de gas de avión, se reconoce que se puede optimizar el funcionamiento desacoplando los dos componentes, la turbina de baja presión y el ventilador, que suelen estar en un mismo eje. En este tipo de turbinas de gas de avión, la turbina de baja presión y el ventilador están conectados por un engranaje reductor, por lo que la turbina de baja presión gira unas tres veces más rápido que el ventilador. Estas turbinas de baja presión también se denominan turbinas de baja presión de alta velocidad. Al respecto, remitimos, por ejemplo, a la patente de los Estados Unidos núm. US 2013/0224049 A1. Esto constituye el objeto del preámbulo de la reivindicación independiente 1 que se adjunta.
Debido a la velocidad de rotación modificada, en particular mayor, de la turbina de baja presión en comparación con las turbinas (de gas) de avión convencionales, las palas del rotor, que están unidas a un rotor de una etapa de turbina, se someten a fuerzas centrífugas más elevadas. Además del aumento de las fuerzas centrífugas, también hay que tener en cuenta las fuerzas del gas caliente entrante.
En el caso de las turbinas de gas de avión convencionales, se conoce que el eje de roscado de las secciones transversales de las paletas se inclina hasta 5 grados con respecto a una dirección puramente radial (con respecto al centro de la turbina de gas), en donde las inclinaciones óptimas se encuentran en el rango de unos 2,5 a 4,5° para las turbinas de baja presión convencionales de rotación más lenta. Al respecto, remitimos, por ejemplo, a la patente europea núm. EP 1258597 A2.
Otras modalidades de palas de rotor pueden encontrarse en las patentes núm. FR 3014942 A1, US 2013/224049 A1 y EP 1507064 A2.
Se ha demostrado que el uso de palas de rotor convencionales en turbinas de gas de alta velocidad y baja presión es problemático, ya que se han producido picos de tensión locales en las palas del rotor y se ha observado una utilización desigual de las palas del rotor. En general, este tipo de paletas y su uso en rotores de funcionamiento rápido de una etapa de turbina dan lugar a curvas de esfuerzo desfavorables.
Por el contrario, el objetivo de la invención es proporcionar una pala del rotor para una turbina de gas que elimine las desventajas mencionadas y sea especialmente adecuada para su uso en turbinas de baja presión de funcionamiento rápido.
Este objetivo se logra mediante la pala del rotor de acuerdo con la reivindicación 1 y una turbina de gas de avión de acuerdo con la reivindicación 4 que tiene dichas palas del rotor.
Para la solución, se propone una pala del rotor en la que el eje de roscado, partiendo de un primer centro de gravedad de una primera superficie de sección transversal de la paleta contigua al elemento de la raíz de paleta, se extiende dentro de un cono cuyo vértice se encuentra en el primer centro de gravedad y cuya altura del cono se extiende ortogonalmente al plano de las áreas de sección transversal de la paleta, en donde el ángulo de apertura del cono es mayor o igual a 0,5° y menor o igual a 2°.
En esta disposición, la altura del cono se extiende a lo largo de la dirección radial de la turbina de gas, de modo que, en el diseño propuesto, el eje de roscado se desvía de la dirección radial o de la altura del cono en un máximo de 1° en la dirección axial o circunferencial. En otras palabras, la punta del cono se encuentra en la intersección del eje de roscado con un espacio anular interior de la turbina. Se ha demostrado que, sobre todo en el caso de las turbinas de baja presión de funcionamiento rápido, la relación entre la fuerza centrífuga y la fuerza del gas caliente entrante ha cambiado, de modo que se puede lograr una utilización más uniforme de las paletas sin picos de tensión locales mediante las palas del rotor con el diseño descrito. La desviación del eje de roscado de la pala del rotor respecto a la dirección puramente radial se produce, por tanto, en un rango muy estrecho, lo que resulta especialmente ventajoso para los rotores de giro rápido de una etapa de turbina.
La altura del cono se extiende en la dirección radial de la turbina de gas cuando la pala del rotor está unida a la turbina de gas.
Se prefiere además que el eje de roscado se extienda linealmente dentro del cono a partir del primer centro de gravedad.
Para contrarrestar las fuerzas actuantes del gas caliente que fluye, se propone que el eje de roscado esté inclinado en la dirección axial de la turbina de gas con respecto a la dirección radial en la dirección del flujo de gas cuando la pala del rotor está unida a la turbina de gas.
Para optimizar la difusión de esfuerzos con respecto a la mayor fuerza centrífuga que actúa, el eje de roscado puede estar inclinado con respecto a la dirección radial en la dirección circunferencial de la turbina de gas cuando la pala del rotor está unida a la turbina de gas.
Dado que el elemento del anillo de refuerzo forma la terminación radialmente exterior de la pala del rotor y las fuerzas centrífugas también actúan sobre este, se propone que los centros de gravedad de las áreas transversales del elemento de anillo de refuerzo también estén dispuestos en el eje de roscado.
De acuerdo con otro aspecto, la invención se refiere a una turbina de avión que comprende al menos una etapa de turbina que tiene un rotor al que se le acoplan una pluralidad de palas circunferencialmente yuxtapuestas que tienen cualquiera de las características anteriores.
En este sentido, una etapa de la turbina forma parte de una turbina de baja presión, en donde la turbina de baja presión se acopla al ventilador de la turbina de gas de avión mediante un engranaje reductor.
Además, en una turbina de gas, preferentemente los correspondientes ejes de roscado de las palas del rotor están igualmente inclinados con respecto a una correspondiente línea recta que se extiende radialmente a través del primer centro de gravedad de la primera superficie de sección transversal de las paletas.
A continuación, se describe la invención tomando como referencia las figuras adjuntas a modo de ejemplo y de forma no limitativa.
La Figura 1 muestra una vista en perspectiva de un ejemplo de pala del rotor de una turbina de gas de avión.
La Figura 2 muestra un ejemplo de sección transversal de las palas del rotor.
La Figura 3 muestra de forma esquemática en las figuras parciales A y B la disposición relativa de un eje de roscado con respecto a un cono y un cilindro inclinado.
La Figura 4 muestra dos secciones transversales superpuestas de la pala del rotor en diferentes posiciones radiales a lo largo del eje de roscado de la pala del rotor.
La Figura 1 muestra una vista en perspectiva ilustrativa de una pala del rotor 10 de una turbina de gas de avión. La pala del rotor 10 comprende un elemento de raíz de paleta 12, un elemento de anillo de refuerzo 14 y una sección de desviación de chorro 16, que está dispuesta en la dirección longitudinal de la pala o en la dirección radial RR entre el elemento de raíz de paleta 12 y el elemento de anillo de refuerzo 14. La sección de desviación del chorro 16 tiene áreas de transición 18 radialmente hacia adentro y radialmente hacia afuera, en las que la superficie de sección transversal cambia, en particular aumenta, con respecto a una conexión estable, preferentemente de una sola pieza, con el elemento de raíz de paleta 12 o el elemento de anillo de refuerzo 14. La pala del rotor 10 mostrada aquí se muestra puramente como un ejemplo para describir la estructura general de una pala del rotor. Sin embargo, la pala del rotor 10 ilustrada en la Figura 1 no muestra necesariamente todas las características de una pala del rotor 10 de acuerdo con la invención.
La Figura 2 muestra un ejemplo de sección transversal 20 de una pala del rotor 10, por ejemplo, en el área de la línea de sección M-M de la Figura 1. La superficie de sección transversal de la paleta 20 se obtiene preferentemente como una sección a través de la sección de desviación del chorro 16 con una superficie cilíndrica dispuesta concéntricamente alrededor del eje de máquina de la turbina de gas que no mostrado. Sin embargo, simplificando, esta área también se puede mostrar plana en un plano. La superficie de sección transversal 20 puede ser la misma en toda la longitud de la sección de desviación del chorro 16. Sin embargo, también es posible que el contorno exterior 22 y, por lo tanto, también la superficie de sección transversal 20 varíen a partir de una primera superficie de sección transversal que puede estar situada aproximadamente en el área de la línea discontinua S1, es decir, por encima del área de transición 18, hasta un superficie de sección transversal radialmente más exterior que se encuentra aproximadamente en el área de la línea discontinua Sn, dependiendo del efecto aerodinámico deseado de la pala del rotor 10 o de la sección de desviación del chorro 16. En particular, la superficie de sección transversal puede disminuir, preferentemente de forma monótona, radialmente hacia fuera. Esto tiene ventajas con respecto a los requisitos mecánicos estructurales de las palas del rotor 10.
La superficie de sección transversal de la pala del rotor 20 tiene un centro de gravedad 24 que se muestra cualitativamente en la figura. La posición del centro de gravedad 24 es puramente ilustrativa y no es matemática o geométricamente exacta. A través de este centro de gravedad 24 se extiende un eje de roscado, no representado en la Figura 2, a lo largo del cual se disponen o enroscan entre sí todas las superficies de sección transversal imaginarias, por lo que el eje de roscado pasa por los centros de gravedad de todas las superficies de sección transversal. Todos estos centros de gravedad se encuentran en una línea recta.
La Figura 3 muestra en las figuras parciales 3A y 3B las relaciones geométricas entre el eje de roscado 26 y la dirección radial RR para una pala del rotor y sus superficies de sección transversal. De acuerdo con la Figura 3A, un punto de intersección de la dirección radial RR y el eje de roscado 26 se define en la línea S1 de la primera sección transversal de la sección de desviación del chorro 16 (Figura 1) en el centro de gravedad 24. El eje de roscado 26 está inclinado con respecto a la dirección radial RR y, por tanto, se desvía de la dirección radial RR. En el ejemplo mostrado, el eje de roscado 26 discurre dentro de un cono 28 cuyo vértice se encuentra en el centro de gravedad 24 y cuya altura de cono KH coincide con la dirección radial RR. El cono 28 tiene un ángulo de apertura p que está en un rango de mayor o igual a 0,5° y menor o igual a 2°. El eje de roscado 26, que preferentemente tiene un curso lineal que parte del centro de gravedad 24 de la primera superficie de sección transversal en el nivel radial S1, se encuentra dentro de la superficie lateral del cono 28. Así, el eje de roscado 26 puede discurrir en la dirección circunferencial o/y en la dirección axial de la turbina de gas inclinada con respecto a la dirección radial RR, en donde la desviación con respecto a la dirección radial no es superior a 1°, lo que corresponde a la mitad del ángulo de apertura p del cono 28.
Alternativamente, fuera de la presente invención, el eje de roscado 26 puede discurrir dentro de un cilindro inclinado 30, en donde el cilindro inclinado tiene una altura de cilindro ZH coincidente con la dirección radial RR y su eje de cilindro ZA se forma en un ángulo $ de más de 0° a 2° con respecto a la dirección radial RR o a la altura de cilindro ZH. En este caso, el diámetro del cilindro 30 se puede seleccionar, por ejemplo, en función de un tamaño de una determinada superficie de sección transversal de la pala del rotor, por ejemplo, el diámetro del cilindro podría ser la mitad del grosor de un superficie de sección transversal, en donde el grosor de la superficie de sección transversal se puede medir, por ejemplo, en una dirección de grosor DR perpendicular a la dirección axial AR de la turbina de gas y que interseca el centro de gravedad 24, como se indica en la Figura 4, en donde la dirección de grosor DR se puede entender también como una tangente a la dirección circunferencial de la turbina de gas. Sin embargo, esto es sólo un ejemplo simplificado. El diámetro del cilindro 30 también se puede seleccionar en función de otros tamaños o parámetros de la pala del rotor. En particular, el diámetro también se puede fijar en cualquier valor que no esté necesariamente relacionado con las dimensiones geométricas de la pala del rotor. En el caso del cilindro, se prefiere especialmente que esté inclinado en la dirección axial en la dirección del flujo de gas caliente. De este modo, el momento de flexión resultante de las fuerzas centrífugas y de las fuerzas de presión del flujo en el punto de conexión de la hoja de paleta y la sección de desviación del chorro con el elemento de la raíz de la paleta se puede mantener lo más pequeño posible.
La Figura 4 muestra, a modo de ejemplo, dos contornos superpuestos de las superficies de sección transversal de las palas del rotor a nivel de las líneas S1 y Sn, respectivamente, de acuerdo con la Figura 1. En esta ilustración se puede apreciar, el centro de gravedad 24' de la superficie de sección transversal sobre la altura Sn (contorno punteado) se desvía del centro de gravedad 24 de la sección transversal 20 a la altura S1. El eje de roscado 26, no mostrado, pasa por estos dos centros de gravedad 24, y 24' y, por tanto, está inclinado con respecto a una dirección radial que, en la Figura 4, pasa por el centro de gravedad 24 ortogonalmente al plano del papel, en donde el ángulo encerrado entre la dirección radial y el eje de roscado es mayor o igual a 0,25° y menor o igual a 1°. En la Figura 4, el círculo 32 revela además el límite definido por un cono 28 o cilindro inclinado 30, dentro del cual se encuentran los centros de gravedad de todas las superficies de sección transversal de la rueda de palas del rotor.
Cabe señalar que los ángulos o inclinaciones dibujados están sobredimensionados para facilitar la ilustración y no corresponden a los rangos angulares preferidos. Las ilustraciones elegidas sirven para explicar el principio de las relaciones geométricas sin lograr una reproducción exacta o a escala.
Con el diseño presentado en esta descripción de una pala del rotor, cuyos puntos focales de las secciones transversales de la superficie están dispuestos a lo largo de un eje de roscado que está solo ligeramente inclinado con respecto a la dirección radial, se puede lograr una utilización o carga optimizada de la pala del rotor sin picos de tensión locales para una turbina de alta velocidad y baja presión de un motor de avión. La desviación elegida del eje de roscado con respecto a la dirección radial da lugar a una carga más uniforme, y los inventores han reconocido que, en el caso de las turbinas de alta velocidad y baja presión, las desviaciones con respecto a la dirección radial (o un roscado puramente radial) deben limitarse estrechamente.
Lista de referencia de los dibujos
10 Pala del rotor
12 Elemento de la raíz de la paleta
14 Elemento del anillo de refuerzo
16 Sección de desviación del chorro
18 Área de transición
20 Superficie de sección transversal
22 Contorno exterior
24 Centro de gravedad
26 Eje de roscado
28 Cono
30 Cilindro
32 Círculo
p Cono de ángulo de apertura $ Eje del cilindro en ángulo AR Dirección axial
DR Dirección del grosor KH Altura del cono
RR Dirección radial
ZA Eje del cilindro
ZH Altura del cilindro

Claims (5)

  1. REIVINDICACIONES
    i. Pala del rotor para una turbina de gas de avión, que tiene
    un elemento de la raíz de paleta (12) y
    una sección de desviación del chorro (16) que se une al elemento de la raíz de paleta (12) en una dirección radial (RR),
    en donde los correspondientes centros de gravedad (24, 24') de las superficies de sección transversal de las paletas (20) de la sección de desviación del chorro (16) se sitúan en un eje de roscado común (26),
    en donde el eje de roscado (26), en el estado montado de la pala del rotor (10) en la turbina de gas, está inclinado con respecto a la dirección radial (RR) en la dirección del flujo de gas en la dirección axial (AR) y/o en la dirección circunferencial de la turbina de gas, y
    la pala del rotor es adecuada para su uso en una turbina de baja presión de alta velocidad conectada a un ventilador de la turbina de gas de avión por medio de un engranaje reductor,
    caracterizada
    porque el eje de roscado (26), que parte de un primer centro de gravedad (24) de una primera superficie de sección transversal de la paleta (20) contigua al elemento de la raíz de paleta (12), se extiende dentro de un cono (28) cuyo vértice del cono se encuentra en el primer centro de gravedad (24) y cuya altura del cono (KH) se extiende ortogonalmente al plano de las superficies de sección transversal de la paleta (20), en donde la altura del cono (KH) se extiende en la dirección radial (RR), cuya dirección radial (RR) pasa por el primer centro de gravedad (24), de la turbina de gas de avión cuando la pala del rotor (10) se une a la turbina de gas de avión,
    en donde el ángulo de apertura (p) del cono (28) es mayor o igual a 0,5° y menor o igual a 2°, y en donde el eje de roscado (26) se extiende desde el primer centro de gravedad (24) de una primera superficie de sección transversal de la paleta (20), adyacente al elemento de raíz de paleta (12), dentro de una superficie lateral del cono (28).
  2. 2. Pala del rotor de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizada porque el eje de roscado (26) se extiende linealmente dentro del cono (28) a partir del primer centro de gravedad (24).
  3. 3. Pala del rotor de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque la pala del rotor comprende además un elemento de anillo de refuerzo (14), y porque los centros de gravedad de las áreas transversales del elemento de anillo de refuerzo (14) también se disponen en el eje de roscado (26).
  4. 4. Turbina de gas de avión que comprende al menos una etapa de turbina que tiene un rotor al que se unen circunferencialmente una pluralidad de palas del rotor (10) dispuestas una al lado de la otra de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en donde la al menos una etapa de turbina forma parte de una turbina de baja presión, y en donde la turbina de baja presión se acopla al ventilador de la turbina de gas de avión mediante un engranaje reductor.
  5. 5. Turbina de gas de avión de acuerdo con la reivindicación 4, caracterizada porque los correspondientes ejes de roscado (26) de las palas del rotor (10) están igualmente inclinados con respecto a una correspondiente línea recta que pasa radialmente por el primer centro de gravedad (24) de la primera superficie de sección transversal de las paletas (20).
ES16201356T 2015-12-03 2016-11-30 Centro de gravedad de las palas del rotor Active ES2905524T3 (es)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102015224151.3A DE102015224151A1 (de) 2015-12-03 2015-12-03 Schwerpunktsfädelung von Laufschaufeln

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2905524T3 true ES2905524T3 (es) 2022-04-11

Family

ID=57442548

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES16201356T Active ES2905524T3 (es) 2015-12-03 2016-11-30 Centro de gravedad de las palas del rotor

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11125088B2 (es)
EP (1) EP3181813B1 (es)
DE (1) DE102015224151A1 (es)
ES (1) ES2905524T3 (es)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11571768B2 (en) 2017-08-16 2023-02-07 General Electric Company Manufacture of cooling holes for ceramic matrix composite components
FR3097262B1 (fr) * 2019-06-14 2023-03-31 Safran Aircraft Engines Pi Aji Aube de turbomachine avec talon optimise et procede d’optimisation d’un profil d’aube
CN110578556B (zh) * 2019-09-25 2024-03-26 西安陕鼓动力股份有限公司 一种带长短翼的动叶片及转子

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US575620A (en) 1897-01-19 Rotary fan
US1027201A (en) 1911-07-08 1912-05-21 Willibald Grun Turbine-blade.
GB260411A (en) * 1925-10-13 1926-11-04 Gerald Whitehouse Higgs Walker Improvements relating to turbines
US4682935A (en) 1983-12-12 1987-07-28 General Electric Company Bowed turbine blade
DE4344189C1 (de) * 1993-12-23 1995-08-03 Mtu Muenchen Gmbh Axial-Schaufelgitter mit gepfeilten Schaufelvorderkanten
US6554572B2 (en) 2001-05-17 2003-04-29 General Electric Company Gas turbine engine blade
US6857853B1 (en) 2003-08-13 2005-02-22 General Electric Company Conical tip shroud fillet for a turbine bucket
JP4299301B2 (ja) * 2003-09-10 2009-07-22 株式会社日立製作所 タービン動翼
CH698109B1 (de) 2005-07-01 2009-05-29 Alstom Technology Ltd Turbomaschinenschaufel.
US7648340B2 (en) 2005-12-29 2010-01-19 Rolls-Royce Power Engineering Plc First stage turbine airfoil
DE102006021436A1 (de) * 2006-05-09 2007-11-15 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbinentriebwerk
US8602740B2 (en) * 2010-09-08 2013-12-10 United Technologies Corporation Turbine vane airfoil
US10309232B2 (en) 2012-02-29 2019-06-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine with stage dependent material selection for blades and disk
FR3014942B1 (fr) 2013-12-18 2016-01-08 Snecma Aube, roue a aubes et turbomachine ; procede de fabrication de l'aube
US10280843B2 (en) * 2014-03-07 2019-05-07 United Technologies Corporation Geared turbofan with integral front support and carrier

Also Published As

Publication number Publication date
US20170159461A1 (en) 2017-06-08
DE102015224151A1 (de) 2017-06-08
EP3181813A1 (de) 2017-06-21
EP3181813B1 (de) 2022-01-05
US11125088B2 (en) 2021-09-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2905524T3 (es) Centro de gravedad de las palas del rotor
ES2947820T3 (es) Estructura perfilada para aeronave o turbomáquina
ES2661515T3 (es) Pala para un rotor de turbina eólica
US8419355B2 (en) Fluid flow machine featuring an annulus duct wall recess
ES2381488T3 (es) Una fila circunferencial de miembros de plano aerodinámico de una turbomáquina
ES2715511T5 (es) Panel de borde de salida dentado para una pala de turbina eólica
US20080131268A1 (en) Turbomachine with variable guide/stator blades
US20110142611A1 (en) Counter-rotating axial flow fan
US20160273547A1 (en) Turbofan arrangement with blade channel variations
WO2014199498A1 (ja) インペラ及び流体機械
US20100014956A1 (en) Fluid flow machine featuring a groove on a running gap of a blade end
US20130330180A1 (en) Passage channel for a turbomachine and turbomachine
JP5371578B2 (ja) タービンロータ
US9638040B2 (en) Blade of a row of rotor blades or stator blades for use in a turbomachine
TWI738453B (zh) 螺旋槳
US9797254B2 (en) Group of blade rows
ES2925267T3 (es) Ventilador axial industrial con aspas de bajo ruido y alta eficiencia
ES2715798T3 (es) Rotor y álabes con carenado de una turbomáquina
BRPI1105490A2 (pt) Propulsor para uma bomba centrífuga
US20150159551A1 (en) Gas turbine
ES2733371T3 (es) Turbina Francis con álabe corto y banda corta
ES2891562T3 (es) Turbomaquinaria y etapa de turbomaquinaria
JP5882804B2 (ja) インペラ及び流体機械
JP6184017B2 (ja) インペラ及びそれを備えた回転機械
US11035380B2 (en) Diffuser vane and centrifugal compressor