IT202000018631A1

IT202000018631A1 - Pale di turbina comprendenti elementi di aero-freno e metodi per il loro uso.

Info

Publication number: IT202000018631A1
Application number: IT102020000018631A
Authority: IT
Inventors: Massimiliano Airaudo; Paolo Calza; Francesco Bertini; Matteo Renato Usseglio; Cristian Lizzer; Ernesto Sozio; Matteo Furfaro; Marco Thiene
Original assignee: Ge Avio Srl
Priority date: 2020-07-30
Filing date: 2020-07-30
Publication date: 2022-01-30
Also published as: US11821334B2; US20220098987A1; CN114060098A

Description

"Pale di turbina comprendenti elementi di aero-freno e metodi per il loro uso"

PRECEDENTI

SETTORE

La presente descrizione si riferisce a rotori per turbine. Pi? in particolare, la presente descrizione si riferisce a forze aerodinamiche che inducono uno sbilanciamento in un rotore per turbina.

PRECEDENTI TECNICI

I motori a turbina sono utilizzati per diverse applicazioni. Ad esempio, i motori a turbina possono essere utilizzati per azionare un generatore per produrre energia elettrica, e possono essere utilizzati per fornire una propulsione ad un veicolo, come ad esempio un aeromobile. I motori a turbina comprendono generalmente un complesso di turbina che comprende un albero della turbina e pale della turbina che convertono il moto assiale di un gas che scorre attraverso il motore a turbina in un movimento di rotazione dell'albero della turbina. Il complesso a rotore ? posizionato in un involucro esterno che racchiude almeno parzialmente il complesso a turbina. Tuttavia, un disallineamento radiale tra l'involucro esterno e il complesso a turbina pu? determinare un flusso non uniforme di gas attraverso il motore a turbina. Il flusso di gas non uniforme applica forze non uniformi alle pale per turbina, e pu? indurre uno svergolamento del rotore, portando ad un degrado e/o a una rottura dei componenti del motore a turbina. Queste forze non uniformi sono in alcuni casi indicate come forze Alford.

BREVE RIASSUNTO

Di conseguenza, esiste la necessit? di motori a turbina perfezionati che possono ridurre e/o eliminare un flusso di gas non uniforme sulle pale per turbina derivante da un disallineamento radiale del complesso a rotore nell'involucro esterno. Forme di realizzazione della presente descrizione sono rivolte alle pale per turbina che comprendono un elemento di aereo-freno che ? esposto selettivamente al gas che scorre attraverso il motore a turbina. Ad esempio, in alcune forme di realizzazione, l'elemento di aereofreno ? esposto al flusso di gas assiale in posizioni di rotazione in cui le pale per turbina sono pi? vicine all'involucro esterno, parzialmente interrompendo il flusso di gas attraverso il motore a turbina. L'elemento di aereo-freno pu? essere posizionato all'interno di una piattaforma di statore in posizioni di rotazione in cui le pale di turbina sono pi? lontane dall'involucro esterno. Esponendo selettivamente l'elemento di aereo-freno e interrompendo selettivamente il flusso di gas assiale, l'elemento di aereo-freno pu? indurre perdite aerodinamiche localizzate in posizioni di rotazione discrete. Le perdite aerodinamiche localizzate possono sfalsare il flusso non uniforme del gas, riducendo quindi forze non uniformi che agiscono sulle pale di turbina e riducendo la probabilit? di indurre uno svergolamento del rotore. In altri termini, interrompendo selettivamente il flusso di gas assiale, l'elemento di aereo-freno pu? ridurre la velocit? assiale del flusso di gas in posizioni di rotazione discrete, ad esempio in posizioni di rotazione che altrimenti avrebbero un flusso di gas a velocit? assiale comparativamente elevata. In questo modo, l'elemento di aereo-freno pu? aiutare a ridurre il flusso di gas non uniforme sulle pale di turbina, riducendo le forze non uniformi che agiscono sulle pale di turbina.

In una forma di realizzazione, una pala di turbina comprende una porzione a profilo aerodinamico che si estende tra un bordo di attacco e un bordo di uscita, una porzione di base posizionata sotto la porzione a profilo aerodinamico, la porzione di base comprendendo un'ala che si estende verso l'esterno posizionata tra la porzione a profilo aerodinamico e un elemento di aereo-freno posizionato tra l'ala che si estende verso l'esterno e la porzione a profilo aerodinamico e che si estende verso l'esterno dalla porzione di base, in cui l'elemento di aereo-freno ? configurato strutturalmente per interrompere il flusso di aria assiale attraverso la pala di turbina.

In un'altra forma di realizzazione, un motore a turbina comprende un involucro esterno, uno o pi? statori accoppiati a, e che si estendono verso, l'interno dall'involucro esterno, ciascuno di detti uno o pi? statori definendo una piattaforma che si estende in una direzione assiale, una o pi? pale di turbina che comprendono una porzione a profilo aerodinamico che si estende tra un bordo di attacco e un bordo di uscita, un'ala che si estende verso l'esterno posizionata all'interno della porzione di profilo aerodinamico, e un elemento di aereo-freno posizionato tra l'ala che si estende verso l'esterno e la porzione di profilo aerodinamico, in cui dette una o pi? pale di turbina e l'involucro esterno definiscono una prima tolleranza delle pale in una prima porzione dell'involucro esterno e una seconda tolleranza delle pale in una seconda porzione dell'involucro esterno, la prima tolleranza delle pale ? maggiore della seconda tolleranza delle pale, e l'elemento di aereo-freno di dette una o pi? pale di turbina ? posizionato al di fuori della piattaforma di detti uno o pi? statori quando dette una o pi? pale di turbina ? posizionata nella seconda porzione dell'involucro esterno.

Ancora in un'altra forma di realizzazione, un metodo per far funzionare un motore a turbina comprende far passare un gas su una piattaforma di uno statore verso un complesso di turbina, facendo ruotare quindi il complesso di turbina, in cui il complesso di turbina comprende una o pi? pale di turbina accoppiate ad un albero di turbina, dette una o pi? pale di turbina comprendendo una porzione a profilo aerodinamico e un elemento di aereo-freno che si estende verso l'esterno dalla porzione di profilo aerodinamico, in cui l'elemento di aereo-freno si estende verso l'esterno dalla piattaforma dello statore in una prima posizione di rotazione e l'elemento di aereo-freno ? posizionato all'interno rispetto alla piattaforma dello statore in una seconda posizione di rotazione che ? diversa dalla prima posizione di rotazione.

Caratteristiche e vantaggi aggiuntivi della tecnologia descritta in questa descrizione saranno esposti nella descrizione dettagliata che segue, e saranno in parte evidenti ad un esperto nel ramo dalla descrizione o saranno riconosciuti dalla messa in pratica della tecnologia come qui descritta, inclusa la descrizione dettagliata che segue, le rivendicazioni cos? come i disegni allegati.

BREVE DESCRIZIONE DEI DISEGNI

La seguente descrizione dettagliata di forme di realizzazione specifiche della presente invenzione pu? essere compresa meglio se letta insieme ai disegni seguenti, in cui strutture simili sono indicate con gli stessi riferimenti numerici e in cui:

la figura 1 mostra schematicamente una vista in sezione di un motore a turbina seconda una o pi? forme di realizzazione mostrate qui descritte;

la figura 2 mostra schematicamente una vista laterale di una pala di turbina di un motore a turbina di figura 1 che comprende un elemento di aereo-freno secondo una o pi? forme di realizzazione mostrate e qui descritte;

la figura 3 mostra schematicamente una vista laterale ingrandita di un elemento di aereo-freno di figura 2, secondo una o pi? forme di realizzazione mostrate e descritte qui;

la figura 4 mostra schematicamente una vista prospettica di un elemento di aereo-freno secondo una o pi? forme di realizzazione qui mostrate e descritte;

la figura 5A mostra schematicamente una vista in sezione del motore di turbina di figura 1 con un complesso di turbina allineato con un involucro esterno, secondo una o pi? forme di realizzazione qui mostrate e descritte;

la figura 5B mostra schematicamente un'altra vista in sezione del motore di turbina di figura 1 con il complesso di turbina sfalsato rispetto all'involucro esterno, secondo una o pi? forme di realizzazione qui mostrate e descritte;

la figura 6 mostra schematicamente una vista laterale della pala di turbina e dell'elemento di aereo-freno di figura 3, in una posizione di rotazione con una tolleranza nominale con l'involucro esterno, secondo una o pi? forme di realizzazione qui mostrate e descritte;

la figura 7 mostra schematicamente una vista laterale della pala di turbina e dell'elemento di aereo-freno di figura 3 in una posizione di rotazione che ha una tolleranza elevata con l'involucro esterno, secondo una o pi? forme di realizzazione qui mostrate e descritte;

la figura 7B mostra schematicamente una vista ingrandita della regione 7B di figura 7A secondo una o pi? forme di realizzazione qui mostrate e descritte;

la figura 8A mostra schematicamente una vista laterale della pala di turbina e dell'elemento di aereo-freno di figura 3 in una posizione di rotazione che ha una tolleranza scarsa rispetto all'involucro esterno, secondo una o pi? forme di realizzazione qui mostrate e descritte;

la figura 8 mostra schematicamente una vista ingrandita della regione 8B di figura 8A secondo una o pi? forme di realizzazione qui mostrate e descritte;

la figura 9A mostra la velocit? del gas che passa attraverso un motore a turbina esemplificativo in una posizione con tolleranza nominale tra la pala di turbina e l'involucro esterno, secondo una o pi? forme di realizzazione qui mostrate e descritte; e

la figura 9B mostra la velocit? del gas che passa attraverso un motore di turbina esemplificativo in una posizione con tolleranza ridotta tra la pala di turbina e l'involucro esterno, secondo una o pi? forme di realizzazione mostrate e qui descritte.

Verr? ora fatto riferimento in maggiore dettaglio a varie forme di realizzazione, alcune forme di realizzazione delle quali sono illustrate nei disegni allegati. Ogni qualvolta possibile, gli stessi riferimenti numerici verranno utilizzati in tutti i disegni per fare riferimento a parti uguali o simili.

DESCRIZIONE DETTAGLIATA

Forme di realizzazione della presente invenzione sono rivolte a pale di turbina che comprendono un elemento di aereo-freno che ? esposto selettivamente al gas che scorre attraverso il motore a turbina. Ad esempio, in alcune forme di realizzazione, l'elemento di aereo-freno ? esposto ad un flusso di gas assiale in posizioni di rotazione in cui la pala di turbina ? pi? vicina all'involucro esterno, interrompendo parzialmente il flusso di gas attraverso il motore di turbina. L'elemento di aereo-freno pu? essere posizionato all'interno di uno statore in posizioni di rotazione in cui la pala di turbina ? pi? lontana dall'involucro esterno. Esponendo selettivamente l'elemento di aereo-freno e interrompendo selettivamente il flusso di gas assiale, l'elemento di aereo-freno pu? introdurre perdite aerodinamiche localizzate in posizioni di rotazione discrete. Le perdite aerodinamiche localizzate possono sfalsare il flusso non uniforme di gas, riducendo forze non uniformi che agiscono sulle pale di turbina e riducendo la probabilit? di svergolamento del rotore. Queste e altre forme di realizzazione verranno ora descritte con riferimento alle figure allegate.

Riferendosi ora alla figura 1, ? mostrata schematicamente una vista in sezione di un motore a turbina 10. Come mostrato in figura 1, il motore a turbina 10 definisce una direzione assiale A e una direzione radiale R. In forme di realizzazione, il motore a turbina 10 comprende una sezione di elica 14 e un motore centrale 16 a poppa (ad esempio posteriormente nella direzione assiale A della sezione di elica 14.

Il motore centrale esemplificativo 16 comprende generalmente un involucro esterno 18 che definisce una entrata anulare 20. L'involucro esterno 18 in alcune forme di realizzazione racchiude almeno parzialmente una sezione a compressore che comprende un alimentatore o compressore a bassa pressione (LP) 22 e/o un compressore ad alta pressione (HP) 24. In alcune forme di realizzazione, l'involucro esterno 18 racchiude almeno parzialmente un combustore o sezione di combustione 26, una sezione a turbina che comprende un complesso di turbina 100 ad alta pressione (HP) e/o un complesso di turbina 100' a bassa pressione (LP) e una sezione 32 di ugello di scarico a getto. In alcune forme di realizzazione, un albero o alberino 34 ad alta pressione (HP) connette operativamente il complesso di turbina 100 HP al compressore HP 24. Un albero o alberino 36 a bassa pressione (LP), in alcune forme di realizzazione, connette operativamente il complesso 100' di turbina LP al compressore LP 22.

Nella forma di realizzazione mostrata in figura 1, la sezione di elica 14 pu? comprendere una elica 38 a passo variabile avente una pluralit? di pale di elica 40 accoppiate ad un disco 42. Come mostrato, le pale di elica 40 si estendono verso l'esterno dal disco 42 nella direzione radiale R. In alcune forme di realizzazione, ciascuna pala di elica 40 ? girevole rispetto al disco 42 attorno ad un asse P di passo in virt? delle pale di elica 40 che sono operativamente accoppiate ad un elemento 44 di attuazione idoneo configurato per variare nel complesso il passo delle pale di elica 40. Le pale di elica 40, il disco 42 e l'elemento di attuazione 44 sono girevoli nel complesso attorno alla direzione assiale A mediante l'albero 36 di turbina LP attraverso una scatola di ingranaggi di alimentazione 46. La scatola di ingranaggi di alimentazione 46, in alcune forme di realizzazione, comprende una pluralit? di ruote dentate per ridurre la velocit? di rotazione dell'albero di turbina LP 36.

Riferendosi ancora alla forma di realizzazione esemplificativa di figura 1, il disco 42, in alcune forme di realizzazione, ? coperto dal mozzo 48 frontale girevole profilato aerodinamicamente per promuovere un flusso di aria attraverso la pluralit? di pale di elica 40. In aggiunta, la sezione 14 di elica esemplificativa comprende un involucro o navicella esterna 50 per la elica anulare che circonda circonferenzialmente la elica 38 e/o almeno una porzione del motore centrale 16. Si comprender? che la navicella esterna 50 pu? essere configurata per essere supportata rispetto al motore centrale 16 mediante una pluralit? di palette 52 di guida esterne distanziate circonferenzialmente. Perdipi?, una sezione di poppa 54 della navicella esterna 50 pu? estendersi su una porzione esterna del motore centrale 16 in maniera tale da definire un passaggio 56 di flusso d'aria di derivazione tra di essi.

Durante il funzionamento del motore a turbina 10, un volume di aria 58 entra nel motor a turbina 10 attraverso una entrata associata 60 della navicella esterna 50 e/o della sezione di elica 14. Quando il volume dell'aria 58 passa attraverso le pale della elica 40, una prima porzione dell'aria 62 ? diretta o indirizzata nel passaggio 56 di flusso d'aria di derivazione e una seconda porzione dell'aria 64 ? diretta o indirizzata nel compressore LP 22. Il rapporto tra la prima porzione di aria 62 e la seconda porzione di aria 64 ? noto comunemente come rapporto di derivazione. La pressione della seconda porzione di aria 64 viene quindi aumentata quando ? indirizzata attraverso il compressore 24 ad alta pressione (HP) e nella sezione di combustione 26, dove ? mischiato con combustibile bruciato per realizzare gas di combustione 66.

I gas di combustione 66 sono indirizzati attraverso il complesso 10 di turbina HP in cui una porzione di energia termica e/o cinetica dai gas di combustione 66 viene estratta tramite stadi sequenziali di statori HP 160 che sono accoppiati all'involucro esterno 18 e le 102 di rotore di turbina HP che sono accoppiate all'albero di turbina 34 HP, facendo si che l'albero o alberino 34 HP ruoti, supportando il funzionamento del compressore 24 HP. I gas di combustione 66 sono quindi indirizzati attraverso il complesso 100' di turbina LP dove una seconda porzione di energia termica e cinetica ? estratta dai gas di combustione 66 tramite stadi sequenziali di statori 160' LP che sono accoppiati all'involucro esterno 18 e pale 102' di rotore di turbina LP che sono accoppiate all'albero di turbina 36 LP, facendo si quindi che l'albero o alberino 36 LP ruoti, supportando il funzionamento del compressore 22 LP e/o la rotazione della elica 38.

I gas di combustione 66 sono indirizzati successivamente attraverso la sezione 32 ad ugello di scarico a getto del motore centrale 16 per realizzare una spinta di propulsione. Simultaneamente, la pressione della prima porzione di aria 62 ? sostanzialmente aumentata quando la prima porzione di aria 62 ? indirizzata attraverso il passaggio 56 di flusso di aria di derivazione prima che venga scaricato dalla sezione 76 di scarico dell'ugello della elica, del motore a turbina 10, realizzando quindi una spinta propulsiva. Il complesso 100 di turbina HP, il complesso 100' di turbina LP, e la sezione 32 di ugello di scarico a getto definiscono almeno parzialmente un percorso 78 del gas caldo per indirizzare i gas di combustione 66 attraverso il motore centrale 16.

Si comprender? che il motore 10 di turbina a turboelica esemplificativo mostrato in figura 1 ? solo esemplificativo e che in altre forme di realizzazione esemplificative, il motore 10 a turbina pu? avere altre configurazioni idonee. Ad esempio, si comprender? che in altre forme di realizzazione esemplificative, il motore a turbina 10 pu? invece essere configurato come qualsiasi altro motore a turbina idoneo come ad esempio un motore a turbo-propulsione, un motore a turbogetto, un motore a combustione interna, ecc.

Riferendosi alla figura 2, ? mostrata schematicamente una vista laterale di una pala di turbina 102. La pala di turbina 102 mostrata in figura 2 pu? essere una pala 102 di turbina HP (figura 1) o una pala di turbina LP 102' (figura 1), e nelle forme di realizzazione qui descritte, una o entrambe le pale di turbina HP 102 (figura 1) e le pale di turbina LP 102' (figura 1) del motore a turbina 100 possono comprendere elementi come descritti e mostrati con riferimento alla figura 2. In maniera simile, in forme di realizzazione qui descritte, le pale dell'elica di ciascuna o di entrambi il compressore LP 22 (figura 1) o il compressore HP 24 (figura 1) possono comprendere elementi come descritti e mostrati con riferimento alla figura 2.

In forme di realizzazione, la pala di turbina 102 ? posizionata tra uno o pi? statori 160. Gli statori 160 mostrati in figura 2 possono essere statori HP 160 (figura 1) o statori LP 160' (figura 1), e in forme di realizzazione qui descritte, uno o entrambi gli statori HP 160 (figura 1) e gli statori LP 160' (figura 1) del motor a turbina 10 possono comprendere elementi come descritti e mostrati con riferimento alla figura 2. In forme di realizzazione, gli statori 160 sono accoppiati all'involucro esterno 18. Ad esempio, in alcune forme di realizzazione, gli statori 160 comprendono una paletta di statore 164 che ? accoppiata a e si estende verso l'interno dall'involucro esterno 18. Gli statori 160, in forme di realizzazione, comprendono inoltre una piattaforma 162 che si estende nella direzione assiale.

La pala di turbina 102 comprende una porzione 104 a profilo aerodinamico che si estende tra un bordo di ingresso 106 e un bordo di uscita 108, ad esempio nella direzione assiale A. La pala di turbina 102 comprende inoltre una porzione di base 110 posizionata sotto la porzione di profilo aerodinamico 104. Quando assemblato con il motore a turbina 10, la porzione di base 110 ? posizionata all'interno della porzione 104 a profilo aerodinamico nella direzione radiale R. La porzione di base 110 comprende generalmente un'ala che si estende verso l'esterno posizionata sotto/all'interno della porzione di profilo aerodinamico 104. Nella forma di realizzazione mostrata in figura 3, la porzione di base 110 comprende un'ala 112 che si estende in avanti posizionata al di sotto/all'interno della porzione di profilo aerodinamico 104, e un'ala 114 che si estende posteriormente posizionata al di sotto/all'interno della porzione 104 di profilo aerodinamico, l'ala 112 che si estende in avanti posizionata avanti all'ala 114 che si estende all'indietro nella direzione assiale A.

Riferendosi alle figure 2 e 3, la pala di turbina 102 comprende inoltre un elemento 120 di aereofreno posizionato tra l'ala che si estende verso l'esterno e la porzione di profilo aerodinamico 104. Ad esempio, nella forma di realizzazione mostrata in figura 2, l'elemento di aereo-freno 120 ? posizionato tra la porzione di profilo aerodinamico 104 e l'ala 112 che si estende in avanti nella direzione radiale ? posizionata tra la porzione di profilo aerodinamico 104 e l'ala 114 che si estende all'indietro nella direzione radiale R. In forme di realizzazione, l'elemento di aereo-freno 120 ? configurato strutturalmente per interrompere il flusso di aria attraverso la pala di turbina 102, come descritto qui in maggiore dettaglio. Mentre nella forma di realizzazione mostrata nelle figure 2 e 3, l'elemento di aereo-freno 120 ? posizionato anteriormente al bordo di attacco 106 della porzione di profilo aerodinamico 104 nella direzione assiale A, ? inteso che si tratta solo di un esempio. In alcune forme di realizzazione, la pala di turbina 102 pu? comprendere un elemento di aereofreno 120 posizionato in qualsiasi posizione assiale della pala di turbina 102 tra la porzione di profilo aerodinamico 104 e l'ala 112 che si estende in avanti nella direzione radiale R e/o tra la porzione di profilo aerodinamico 104 e l'ala 114 che si estende all'indietro nella direzione radiale R. In alcune forme di realizzazione, l'elemento 120 di aereo-freno pu? essere posizionato tra il bordo di uscita 108 della porzione di profilo aerodinamico 104 e l'ala 114 che si estende all'indietro, e pu? essere posizionato all'indietro rispetto al bordo di uscita 108 nella direzione assiale A. In alcune forme di realizzazione, l'elemento 120 di aereo-freno ? un elemento assialmente discreto sulla pala di turbina 102. Nel senso qui utilizzato, il termine "discreto assialmente" significa che l'elemento di aereo-freno 120 rende la pala di turbina 102 asimmetrica attorno ad una linea centrale che biseca la pala di turbina 102 nella direzione assiale A.

In alcune forme di realizzazione, l'elemento di aereo-freno 120 definisce un asse di aereo-freno 122 che si estende esternamente rispetto alla porzione di base 110 della pala di turbina 102. Ad esempio, in alcune forme di realizzazione, l'elemento di aereofreno 120 definisce un picco 124 che si stende all'esterno dalla porzione di base 110, e il picco 124 definisce l'asse di aereo-freno 122. In alcune forme di realizzazione, l'asse di aereo-freno 122 ? orientato trasversalmente ad almeno uno tra il bordo di attacco 106 e il bordo di uscita 108 della porzione di profilo aerodinamico 104. Ad esempio, nella forma di realizzazione mostrata nelle figure 3 e 4, l'asse dell'aereo-freno 122 si estende verso l'esterno dalla porzione di base 110 e verso l'alto dalla porzione di base 110. In altri termini, nella forma di realizzazione mostrata nelle figure 3 e 4, l'asse dell'aereofreno 122 si estende assialmente verso l'esterno (ad esempio nella direzione assiale A) e radialmente verso l'esterno (ad esempio nella direzione radiale R) dalla porzione di base 110.

In alcune forme di realizzazione, l'elemento di aereo-freno 120 ? asimmetrico attorno all'asse dell'aereo-freno 122. Ad esempio riferendosi alla figura 4, una vista prospettica dell'elemento di aereofreno 120 ? mostrata isolata. In forme di realizzazione, l'elemento di aereo-freno 120 definisce una faccia di ingresso 126 e una faccia di uscita 128 orientata opposta alla faccia di ingresso 126. In alcune forme di realizzazione, almeno una tra la faccia di ingresso 126 e la faccia di uscita 128 definisce una superficie concava, mentre l'altra tra la faccia di ingresso 126 e la faccia di uscita 128 non comprende una superficie concava. Ad esempio, nella forma di realizzazione mostrata in figura 4, la faccia di ingresso 126 dell'elemento di aereo-freno 120 definisce la superficie concava, mentre la faccia di uscita 128 non comprende una superficie concava. Tuttavia, in alcune forme di realizzazione, l'elemento di aereo-freno 120 ? simmetrico attorno all'asse dell'aereo-freno 122.

In alcune forme di realizzazione e come mostrato in figura 4, l'elemento di aereo-freno 120 comprende uno o pi? picchi 124. Ad esempio, nella forma di realizzazione mostrata in figura 4, l'elemento di aereofreno 120 definisce picchi 124 che formano una forma a serpentina che si estende attraverso la porzione di base 110.

In forme di realizzazione, l'elemento di aereofreno 120 aiuta a interrompere localmente il flusso di gas attraverso la pala di turbina 102 (figura 2). Interrompendo localmente il flusso di gas attraverso la pala di turbina 102 (figura 2), si possono introdurre selettivamente perdite di carico locali, e le perdite di carico locali possono aiutare a sfalsare le forze non uniformi che agiscono sulla pala di turbina 102, ad esempio in conseguenza del disallineamento della turbina con l'involucro esterno 18 (figura 2).

Ad esempio, e riferendosi alla figura 5A, una vista in sezione frontale del motore di turbina 10 viene mostrata. La vista in sezione frontale mostrata in figura 5A mostra una vista in sezione del complesso di turbina HP 100 che comprende l'albero 34 di turbina HP e le pale di turbina 102 HP, tuttavia, ? inteso che in alcune forme di realizzazione qui descritte il complesso 100' di turbina LP che comprende l'albero di turbina 36 LP e le pale di turbina 102' LP pu? comprendere strutture simili. L'albero di turbina HP 34 definisce un asse 140 del complesso di turbina e l'involucro esterno 18 definisce un asse 142 dell'involucro esterno che si estende nella direzione assiale, in forme di realizzazione. Nell'esempio mostrato in figura 5A, l'asse 140 del complesso di turbina ? allineato con l'asse 142 dell'involucro esterno. Ad esempio, la figura 5A mostra quattro pale di turbina esemplificative 102 posizionate attorno all'albero 34 di turbina HP e ciascuna delle pale 102 di turbina esemplificativa definisce una tolleranza delle pale bc valutata tra le pale di turbina 102 e l'involucro esterno 18. In particolare, come mostrato in figura 5A, le quattro pale di turbina 102 definiscono tolleranze delle pale bc1, bc2, bc3 e bc4. Poich? l'asse 140 del complesso di turbina ? allineato con l'asse 142 dell'involucro esterno, l'albero di turbina HP 34 ? generalmente concentrico all'involucro esterno 18 e ciascuna delle tolleranze delle pale bc1, bc2, bc3 e bc4. Da un'altra prospettiva, l'asse 140 del complesso di turbina ? sfalsato rispetto all'asse 142 dell'involucro esterno e le tolleranze delle pale bc1-bc4 non sono uguali. Nell'esempio mostrato in figura 5B, b4>b1>b2 e bc4>bc3>bc2.

Senza essere legati a questa teoria, quando il gas passa attraverso il motore a turbina 10 nella direzione assiale A, la velocit? assiale del gas ? influenzata dalla tolleranza tra l'involucro esterno 18 e le pale di turbina 102 e/o l'albero di turbina HP 34, ad esempio come conseguenza dell'effetto Bernoulli. Come esempio, il gas che passa attraverso il motore di turbina 10 pu? avere una velocit? v1 sulla pala di turbina 102 con la tolleranza di pala bc1, una velocit? v2 sulla pala di turbina 102, con la tolleranza di pala bc2, una velocit? v3 sulla pala di turbina 102 con la tolleranza di pala bc3 e una velocit? v4 sulla pala di turbina 102 con la tolleranza di pala bc4. Nell'esempio mostrato in figura 2B, il risultato dell'effetto Bernoulli, v2>v1>v4 e v2>v3>v4.

Poich? il gas che passa attraverso il motore di turbina 10 ha velocit? assiali differenti v1-v4, il gas che passa attraverso il motore di turbina 10 conferisce forze differenti sulle pale di turbina 102. Ad esempio, il gas che passa attraverso il motore di turbina 10 pu? conferire una forza f1 sulla pala di turbina 102 con la tolleranza di pala bc1, una forza f2 sulla pala di turbina 102 con la tolleranza di pala bc2, una forza f3 sulla pala di turbina 102 con la tolleranza di pala bc3 e una forza f4 sulla pala di turbina 102 con la tolleranza di pala bc4. Nell'esempio mostrato in figura 5B, come conseguenza dell'effetto Bernoulli f2>f1>f4 e f2>f3>f4. Le forze inconsistenti possono degradare componenti e prestazioni del motore a turbina 10, e possono introdurre uno svergolamento del rotore, che pu? portare ad una rottura delle pale di turbina 102 e/o ad una instabilit? del rotore.

Riferendosi alle figure 5B e 6, ? mostrata una vista laterale della pala di turbina 102 con la tolleranza di pala bc1 o la tolleranza di pala bc3. Poich? gli statori 160 sono accoppiati all'involucro esterno 18, l'allineamento tra l'involucro esterno 18 e le pale di turbina 102 corrisponde generalmente ad uno tra gli statori 160 e le pale di turbina 102 nella direzione radiale R. In altri termini, ciascuno degli statori 160 si estende radialmente all'interno dall'involucro esterno 18 e di conseguenza la posizione radiale delle pale di turbina 102 rispetto agli statori 160 si riferisce alla tolleranza tra le pale di turbina 102 e l'involucro esterno. In forme di realizzazione, in posizioni in cui le pale di turbina 102 hanno una tolleranza comparativamente elevata rispetto all'involucro esterno 18, componenti delle pale di turbina 102 possono essere posizionate radialmente all'interno dei componenti corrispondenti degli statori 160. Tuttavia, in posizioni in cui le pale di turbina 102 hanno una tolleranza comparativamente bassa rispetto all'involucro esterno 18, componenti delle pale di turbina 102 possono essere posizionate radialmente all'esterno dei componenti corrispondenti degli statori 160.

Ad esempio, in porzioni dell'involucro esterno 18 in cui la pala di turbina 102 ha una tolleranza di pala nominale (ad esempio bc1 o bc3), l'elemento di aereo-freno 120 della pala di turbina 102 ? allineato con o posizionato all'interno della piattaforma 162 di detti uno o pi? statori 160 nella direzione radiale R. Poich? gli elementi di aereo-freno 120 sono allineati con o posizionati all'interno della piattaforma 162 di detti uno o pi? statori 160, gli elementi di aereo-freno 120 possono realizzare una rottura minima o addirittura nessuna del flusso di gas attraverso il motore a turbina 10 nella direzione assiale A.

Riferendosi alle figure 5B, 7A e 7B, ? mostrata una vista laterale della pala di turbina 102 con la tolleranza di pala bc4. In forme di realizzazione, porzioni della pala di turbina 102 possono essere posizionate radialmente all'interno delle porzioni corrispondenti degli statori 160 in porzioni dell'involucro esterno 18 in cui la pala di turbina 102 ha una tolleranza di pala grande (ad esempio bc4) in confronto a porzioni dell'involucro esterno 18 in cui la pala di turbina 102 ? pi? vicina all'involucro esterno 18 ed ha una tolleranza pi? piccola (ad esempio bc1, bc3). In particolare, in porzioni dell'involucro esterno 18 in cui la pala di turbina 102 ha una tolleranza di pala grande (ad esempio bc4), gli elementi di aereo-freno 120 della pala di turbina 102 sono posizionati all'interno della piattaforma 162 di detti uno o pi? statori 160 nella direzione radiale R. Poich? l'elemento di aereo-freno 120 ? posizionato all'interno della piattaforma 162 di uno o pi? statori 160, l'elemento di aereo-freno 120 pu? prevedere una rottura minima o nessuna rottura del flusso di gas attraverso il motore a turbina 10 nella direzione radiale A.

Riferendosi alle figure 5B, 8A e 8B, ? mostrata una vista laterale della pala di turbina 102 con la tolleranza di pala bc2. In forme di realizzazione, porzioni della pala di turbina 102 possono essere posizionate radialmente all'esterno delle porzioni corrispondenti degli statori 160 in porzioni dell'involucro esterno 18 in cui la pala di turbina 102 ha una tolleranza di pala piccola (ad esempio bc2) in confronto a porzioni dell'involucro esterno 18 in cui la pala di turbina 102 ? pi? lontana dall'involucro esterno 18 e ha una tolleranza maggiore (ad esempio b1, b3, b4). In particolare, l'involucro esterno 18 in cui la pala di turbina 102 ha una tolleranza di pala piccola (ad esempio bc2), l'elemento di aereo-freno 120 della pala di turbina 102 ? posizionato al fuori della piattaforma 162 di detti uno o pi? statori 160 nella direzione radiale R. Poich? l'elemento di aereo-freno 120 ? posizionato al di fuori della piattaforma 162 di detti uno o pi? statori 160, l'elemento di aereo-freno 120 rompe almeno parzialmente il flusso di gas attraverso il motore a turbina 10 nella direzione assiale A. In questo modo, l'elemento di aereo-freno 120 si estende al di fuori della piattaforma 162 dello statore 160 in posizioni in cui la pala di turbina 102 ha una tolleranza di pala piccola (ad esempio bc2) ed ? retratta all'interno dalla piattaforma dello statore 160 in posizioni in cui la pala di turbina 102 ha una tolleranza di pala pi? grande (ad esempio b1, b3, b4).

Di conseguenza, l'elemento di aereo-freno 120 pu? realizzare una rottura minima o nessuna rottura del flusso di gas attraverso il motore a turbina 10 in porzioni dell'involucro esterno 18 che hanno una tolleranza di pala nominale o grande (ad esempio figure 6, 7A), mentre si rompe almeno parzialmente il flusso di gas attraverso il motore a turbina 10 in porzioni dell'involucro esterno 18 che ha una tolleranza di pala comparativamente piccola (ad esempio figura 8A). La rottura del flusso di gas attraverso il motore a turbina 10 in porzioni dell'involucro esterno 18 in cui la pala di turbina 102 ha una tolleranza di pala comparativamente piccola (ad esempio bc2, figura 5B) pu? produrre un vuoto almeno parzialmente sfalsando la velocit? aumentata dal gas in porzioni dell'involucro esterno 18 in cui la pala di turbina 102 ha la tolleranza di pala comparativamente piccola (ad esempio bc2, figura 5B). Sfalsando almeno parzialmente la velocit? aumentata dal gas in porzioni dell'involucro esterno 18 in cui la pala di turbina 102 ha la tolleranza di pala comparativamente piccola (ad esempio bc2, figura 5B), la forza che agisce sulla pala di turbina 102 pu? essere ridotta localmente. In questo modo, forze aumentate che agiscono sulla pala di turbina 102 in conseguenza del disallineamento radiale tra l'involucro esterno 18 e l'albero della turbina 34, 36 (figura 5B) possono essere ridotte localmente dall'elemento di aereo-freno 120.

Riferendosi alle figure 1, 2, 9A e 9B, la velocit? assiale che gas che passa attraverso il complesso di turbina 100, 100' ? mostrata con l'impatto della esposizione selettiva dell'elemento di aereo-freno 120. In particolare, le figure 9A e 9B mostrano la velocit? assiale del gas che passa attraverso una pala di turbina 102, 102' valutata sul bordo di attacco 106, con la velocit? assiale del gas mostrata in funzione di una percentuale della pala di turbina 102, 102' che si estende al di fuori dalla direzione radiale dalla porzione di base 110. La figura 9A mostra la velocit? assiale del gas che passa attraverso la pala di turbina 102, 102' in una posizione di tolleranza nominale tra la pala di turbina 102, 102' e l'involucro esterno 18 (ad esempio b1, b3, figura 5B). La linea 1002 mostra il profilo di velocit? assiale della pala di turbina 102, 102' che comprende l'elemento di aereo-freno 120, e la linea 1004 mostra il profilo di velocit? assiale di una pala di turbina che non comprende l'elemento di aereo-freno 120. Come mostrato in figura 9A, poich? l'elemento di aereofreno 120 ? allineato con o posizionata all'interno della piattaforma 162 di detti uno o pi? statori 160, l'elemento di aereo-freno 120 pu? dare una rottura minima o nessuna rottura del flusso di gas attraverso il complesso di turbina 100, 100' nella direzione assiale A. In quanto tale, in posizioni in cui la pala di turbina 102, 102' ha una tolleranza nominale rispetto all'involucro esterno 18, l'elemento di aereofreno 120 ha un impatto minimo sulla velocit? assiale del gas che passa attraverso il complesso di turbina 100, 100' in confronto alle pale di turbina che non comprendono l'elemento di aereo-freno 120.

Al contrario, la figura 9B mostra la velocit? assiale del gas che passa attraverso la pala di turbina 102, 102' in una posizione con tolleranza ridotta tra la pala di turbina 102, 102' e l'involucro esterno 18 (ad esempio bc2, figura 5B). In particolare, la figura 9B mostra il profilo di velocit? assiale attraverso una pala di turbina 102, 102' che ha all'incirca una tolleranza inferiore a 0,381 mm rispetto alla pala di turbina 102, 102' mostrata in figura 9A. La linea 1006 mostra il profilo di velocit? assiale di una pala di turbina 102, 102' che comprende l'elemento di aereo-freno 120 e la linea 1008 mostra il profilo di velocit? assiale di una pala di turbina che non comprende l'elemento di aereo-freno 120. Come mostrato in figura 9B, poich? l'elemento di aereo-freno 120 ? esposto e posizionato al di fuori della piattaforma 162 di detti due o pi? statori 160, l'elemento di aereo-freno 120 pu? rompere il flusso di gas attraverso il complesso a turbina 100, 100' nella direzione assiale A vicino alla porzione di base 110. Pertanto, l'elemento di aereo-freno 120 pu? ridurre localmente la velocit? assiale del gas che passa attraverso il complesso di turbina 100, 100' in posizioni con tolleranza ridotta tra la pala di turbina 102, 102' e l'involucro esterno (ad esempio bc2, figura 5B), in confronto alle pale di turbina che non comprendono l'elemento di aereo-freno 120. Riducendo localmente la velocit? assiale del gas che passa attraverso il complesso di turbina 100, 100', l'elemento di aereo-freno pu? ridurre l'impatto della velocit? assiale aumentata del gas che passa attraverso il complesso di turbina 100, 100' attribuibile all'effetto Bernoulli.

Di conseguenza, ? inteso che forme di realizzazione della presente descrizione sono rivolte a pale di turbina che comprendono un elemento di aereo-freno che ? esposto selettivamente a gas che scorre attraverso il motore a turbina. Ad esempio, in alcune forme di realizzazione, l'elemento di aereo-freno ? esposto a flusso di gas assiale in posizioni di rotazione in cui la pala di turbina ? pi? vicina all'involucro esterno, rompendo parzialmente il flusso di gas attraverso il motore a turbina. L'elemento di aereo-freno pu? essere posizionato all'interno di una piattaforma statorica in posizioni di rotazione in cui la pala di turbina ? pi? lontana dall'involucro esterno. Esponendo selettivamente l'elemento di aereo-freno e interrompendo selettivamente il flusso di gas assiale, l'elemento di aereo-freno pu? introdurre perdite aerodinamiche localizzate in posizioni rotazionali discrete. Le perdite aerodinamiche localizzate possono sfalsare il flusso non uniforme di gas, riducendo forze non uniformi che agiscono sulle pale di turbina e riducendo la probabilit? di indurre svergolamento del rotore.

Ulteriori aspetti delle forme di realizzazione sono forniti dall'oggetto delle seguenti clausole:

1. Pala di turbina comprendente una porzione di profilo aerodinamico che si estende tra un bordo di attacco e un bordo di uscita, una porzione di base posizionata al di sotto della porzione di profilo aerodinamico, la porzione di base comprendendo un'ala che si estende verso l'esterno posizionata sotto la porzione di profilo aerodinamico, e un elemento di aereo-freno discreto posizionato tra l'ala che si estende verso l'esterno e la porzione di profilo aerodinamico e che si estende all'esterno dalla porzione di base, in cui l'elemento di aereo-freno ? configurato strutturalmente per interrompere il flusso di aria assiale attraverso la pala di turbina.

2. Pala di turbina secondo la clausola precedente, in cui l'elemento di aereo-freno definisce un asse dell'aereo-freno che si estende verso l'esterno dalla porzione di base, e in cui l'elemento di aereofreno ? asimmetrico attorno all'asse dell'aereofreno.

3. Pala di turbina secondo ognuna delle clausole precedenti, in cui l'elemento di aereo-freno definisce un picco che si estende verso l'esterno dalla porzione di base, in cui il picco definisce un asse dell'aereo-freno che ? orientato trasversalmente ad almeno uno tra il bordo di attacco e il bordo di uscita della porzione di profilo aerodinamico.

4. Pala di turbina secondo ogni clausola precedente, in cui l'asse dell'aereo-freno si estende verso l'esterno dalla porzione di base e verso l'alto dalla porzione di base.

5. Pala di turbina secondo ogni clausola precedente, in cui l'elemento di aereo-freno definisce una faccia di attacco e una faccia di uscita orientata opposta alla faccia di attacco, in cui almeno una tra la faccia di attacco e la faccia di uscita definisce una superficie concava.

6. Pala di turbina secondo ogni clausola precedente, in cui la faccia di attacco comprende la superficie concava.

7. Pala di turbina secondo ogni clausola precedente, in cui l'elemento di aereo-freno definisce uno o pi? picchi che definiscono una forma a serpentina che si estende attraverso la porzione di base.

8. Motore a turbina comprendente un involucro esterno, uno o pi? statori accoppiati a e che si estendono all'interno dall'involucro esterno, ciascuno di detti uno o pi? statori definendo una piattaforma che si estende in una direzione assiale, una o pi? pale di turbina che comprendono porzioni di profilo aerodinamico che si estende tra un bordo di attacco e un bordo di uscita, un'ala che si estende verso l'esterno posizionata all'interno dalla porzione di profilo aerodinamico, e un elemento di aereofreno posizionato tra l'ala che si estende verso l'esterno e la porzione di profilo aerodinamico, in cui dette una o pi? pale di turbina e l'involucro esterno definiscono una prima tolleranza di pala su una prima porzione dell'involucro esterno e una seconda tolleranza di pala su una seconda porzione dell'involucro esterno, la prima tolleranza di pala ? maggiore della seconda tolleranza di pala, e l'elemento di aereofreno di dette una o pi? pale di turbina ? posizionato al di fuori della piattaforma di detti uno o pi? statori, quando le una o pi? pale di turbina sono posizionate nella seconda porzione dell'involucro esterno.

9. Motore a turbina secondo ogni clausola precedente, in cui l'elemento di aereo-freno di dette una o pi? pale di turbina ? posizionato all'interno della piattaforma di detti uno o pi? statori quando dette una o pi? pale di turbina sono posizionate nella prima porzione dell'involucro esterno.

10. Motore a turbina secondo ogni clausola precedente, in cui l'elemento di aereo-freno ? strutturalmente configurato per interrompere il flusso di aria attraverso dette una o pi? pale di turbina.

11. Motore a turbina secondo ogni clausola precedente, comprendente inoltre un complesso a turbina che comprende un albero di turbina che si estende nella direzione assiale e definisce un asse del complesso di turbina, in cui dette una o pi? pale di turbina sono accoppiate all'albero di turbina.

12. Motore a turbina secondo ogni clausola precedente, in cui l'asse del complesso a turbina ? posizionato pi? vicino alla seconda porzione di involucro esterno rispetto alla prima porzione dell'involucro esterno.

13. Motore a turbina secondo ogni clausola precedente, in cui l'elemento di aereo-freno definisce un asse dell'aereo-freno che si estende verso l'esterno da dette una o pi? pale di turbina, e in cui l'elemento di aereo-freno ? asimmetrico attorno all'asse dell'aereo-freno.

14. Motore a turbina secondo ogni clausola precedente, in cui l'asse dell'aereo-freno si estende assialmente radialmente verso l'esterno da dette una o pi? pale di turbina.

15. Motore a turbina secondo ogni clausola precedente, in cui l'elemento di aereo-freno definisce una faccia di attacco e una faccia di uscita orientata opposta alla faccia di attacco, in cui almeno una tra la faccia di attacco e la faccia di uscita definisce una superficie concava.

16. Motore a turbina secondo ogni clausola precedente, in cui la faccia di attacco comprende la superficie concava.

17. Motore a turbina secondo ogni clausola precedente, in cui l'elemento di aereo-freno definisce uno o pi? picchi che definiscono una forma a serpentina che si estende attraverso dette una o pi? pale di turbina.

18. Metodo per far funzionare un motore a turbina, il metodo comprendendo far passare un gas su una piattaforma di uno statore verso un complesso a turbina, facendo ruotare quindi il complesso a turbina, in cui il complesso a turbina comprende una o pi? pale di turbina accoppiate ad un albero di turbina, avente una o pi? pale di turbina comprendendo una porzione di profilo aerodinamico e un elemento di aereo-freno che si estende verso l'esterno dalla porzione di profilo aerodinamico, in cui l'elemento di aereo-freno si estende verso l'esterno dalla piattaforma dello statore in una prima posizione di rotazione e l'elemento di aereo-freno ? posizionato all'interno della piattaforma dello statore in una seconda posizione di rotazione che ? diversa rispetto alla prima posizione di rotazione.

19. Metodo secondo ognuna delle clausole precedenti, comprendente inoltre interrompere un flusso di gas con l'elemento di aereo-freno in una prima posizione di rotazione.

20. Metodo secondo ognuna delle clausole precedenti, in cui dette una o pi? pale di turbina sono posizionate pi? vicino ad un involucro esterno del motore di turbina nella prima posizione di rotazione.

Avendo descritto l'oggetto della presente invenzione in dettaglio e con riferimento a forme di realizzazione specifiche, si nota che vari dettagli qui descritti non devono essere intesi come implicare che gli stessi si riferiscono a elementi che sono componenti essenziali delle varie forme di realizzazione descritte in questa descrizione, anche nel caso in cui un particolare elemento ? illustrato in ciascuno dei disegni che sono allegati alla presente descrizione. Piuttosto, le rivendicazioni allegate devono essere intese come la sola rappresentazione della ampiezza della presente invenzione e l'ambito di protezione corrispondente delle varie forme di realizzazione descritte in questa invenzione. Inoltre, ? evidente agli esperti nel ramo che varie modifiche e variazioni possono essere apportate alle forme di realizzazione descritte senza allontanarsi dallo spirito e ambito di protezione della materia rivendicata. Quindi ? inteso che la descrizione copre le modifiche e le variazioni delle varie forme di realizzazione descritte a patto che queste modifiche e variazioni rientrino nell'ambito di protezione delle rivendicazioni allegate e dei loro equivalenti.

Si deve notare che le indicazioni di un componente della presente invenzione come "configurato strutturalmente" in modo particolare, per rappresentare una particolare propriet?, o per funzionare in una maniera particolare, sono indicazioni strutturali, al contrario di indicazioni di impiego. Pi? in particolare, i riferimenti al modo in cui un componente ? "configurato strutturalmente" indicano una condizione fisica esistente del componente e, in quanto tale, deve essere interpretata come una indicazione definita delle caratteristiche strutturali del componente.

Si noti che i termini "preferibilmente", "comunemente" e "tipicamente", quando utilizzati, non vengono impiegati per limitare l'ambito di protezione dell'invenzione rivendicata o per implicare che alcune caratteristiche sono critiche, essenziali o importanti per la struttura e la funzione dell'invenzione rivendicata. Piuttosto, questi termini sono intesi come semplicemente identificativi di particolari aspetti di una forma di realizzazione della presente invenzione o per enfatizzare caratteristiche alternative o aggiuntive che possono o possono non essere utilizzate in una forma particolare della presente invenzione.

Ai fini di descrivere e definire la presente invenzione si nota che i termini "sostanzialmente" e "circa" vengono utilizzati per rappresentare il grado di incertezza intrinseco che pu? essere attribuito a qualsiasi confronto, valore, misura e altra rappresentazione quantitativa. I termini "sostanzialmente" e "circa" vengono qui utilizzati per rappresentare il grado con cui una rappresentazione qualitativa pu? variare da un riferimento indicato senza che si abbia un cambio nella funzione di base della materia descritta.

Si noti che una o pi? delle indicazioni seguenti utilizzano il termine "in cui" come frase transitiva. Al fine di definire la presente invenzione, si deve notare che questo termine ? introdotto nelle rivendicazioni come una frase transitiva aperta che ? usata per introdurre una indicazione di una serie di caratteristiche della struttura e deve essere interpretata in maniera simile al termine pi? comunemente usato "comprendente" sempre aperto.

Claims

RIVENDICAZIONI

1. Pala di turbina comprendente:

una porzione di profilo aerodinamico che si estende tra un bordo di attacco e un bordo di uscita;

una porzione di base posizionata sotto la porzione di profilo aerodinamico, la porzione di base comprendendo:

un'ala che si estende verso l'esterno posizionata sotto la porzione di profilo aerodinamico; e

un elemento di aereo-freno discreto assialmente posizionato tra l'ala che si estende verso l'esterno e la porzione di profilo aerodinamico e che si estende verso l'esterno dalla porzione di base, in cui l'elemento di aereo-freno discreto assialmente ? configurato strutturalmente per interrompere il flusso di aria assiale attraverso la pala di turbina.

2. Pala di turbina secondo la rivendicazione 1, in cui l'elemento di aereo-freno discreto assialmente definisce un asse di aereo-freno che si estende verso l'esterno dalla porzione di base, e in cui l'elemento di aereo-freno ? asimmetrico attorno all'asse dell'aereo-freno.

3. Pala di turbina secondo la rivendicazione 1, in cui l'elemento di aereo-freno discreto assialmente definisce un picco che si estende verso l'esterno dalla porzione di base, in cui il picco definisce un asse dell'aereo-freno che ? orientato trasversalmente ad almeno uno tra il bordo di attacco e il bordo di uscita della porzione di profilo aerodinamico.

4. Pala di turbina secondo la rivendicazione 3, in cui l'asse dell'aereo-freno si estende verso l'esterno dalla porzione di base e verso l'alto dalla porzione di base.

5. Pala di turbina secondo la rivendicazione 1, in cui l'elemento di aereo-freno discreto assialmente definisce una faccia di attacco e una faccia di uscita orientata opposta alla faccia di attacco, in cui almeno una tra la faccia di attacco e la faccia di uscita definisce una superficie concava.

6. Pala di turbina secondo la rivendicazione 5, in cui la faccia di attacco comprende la superficie concava.

7. Pala di turbina secondo la rivendicazione 1, in cui l'elemento di aereo-freno discreto assialmente definisce uno o pi? picchi che definiscono una forma a serpentina che si estende attraverso la porzione di base.

8. Motore a turbina comprendente:

un involucro esterno;

uno o pi? statori accoppiati a e che si estendono all'interno dall'involucro esterno, ciascuno di detti uno o pi? statori definendo una piattaforma che si estende in una direzione assiale;

una o pi? pale di turbina comprendente:

una porzione di profilo aerodinamico che si estende tra un bordo di attacco e un bordo di uscita:

un'ala che si estende verso l'esterno posizionata all'interno dalla porzione di profilo aerodinamico; e

un elemento di aereo-freno posizionato tra l'ala che si estende verso l'esterno e la porzione di profilo aerodinamico;

in cui:

dette una o pi? pale di turbina e l'involucro esterno definiscono una prima tolleranza di pala in una prima porzione dell'involucro esterno e una seconda tolleranza di pala in una seconda porzione dell'involucro esterno;

la prima tolleranza della pala ? maggiore della seconda tolleranza della pala; e

l'elemento di freno aerodinamico di dette una o pi? pale di turbina ? posizionato esternamente alla piattaforma di detti uno o pi? statori quando dette una o pi? pale di turbina ? posizionata nella seconda porzione dell'involucro esterno.

9. Motore a turbina secondo la rivendicazione 8, in cui l'elemento di freno aerodinamico di dette una o pi? pale di turbina ? posizionato all'interno della piattaforma di detti uno o pi? statori quando dette una o pi? pale di turbina ? posizionata nella prima porzione dell'involucro esterno.

10. Motore a turbina secondo la rivendicazione 8, in cui l'elemento di freno aerodinamico ? configurato strutturalmente per interrompere il flusso di aria attraverso dette una o pi? pale di turbina.

11. Motore a turbina secondo la rivendicazione 8, comprendente inoltre un complesso a turbina comprendente un albero di turbina che si estende nella direzione assiale e definisce un asse del complesso di turbina, in cui dette una o pi? pale di turbina sono accoppiate all'albero di turbina.

12. Motore a turbina secondo la rivendicazione 11, in cui l'asse del complesso a turbina ? posizionato pi? vicino alla seconda porzione dell'involucro esterno rispetto alla prima porzione dell'involucro esterno.

13. Motore a turbina secondo la rivendicazione 8, in cui l'elemento di aereo-freno definisce un asse dell'aereo-freno che si estende verso l'esterno da dette una o pi? pale di turbina, e in cui l'elemento di aereo-freno ? asimmetrico attorno all'asse dell'aereo-freno.

14. Motore a turbina secondo la rivendicazione 13, in cui l'asse dell'aereo-freno si estende assialmente radialmente verso l'esterno da dette una o pi? pale di turbina.

15. Motore a turbina secondo la rivendicazione 8, in cui l'elemento di aereo-freno definisce una faccia di attacco e una faccia di uscita orientata opposta alla faccia di attacco, in cui almeno una tra la faccia di attacco e la faccia di uscita definisce una superficie concava.

16. Motore a turbina secondo la rivendicazione 15, in cui la faccia di attacco comprende la superficie concava.

17. Motore a turbina secondo la rivendicazione 8, in cui l'elemento di aereo-freno definisce uno o pi? picchi che definiscono una forma a serpentina che si estende attraverso dette una o pi? pale di turbina.

18. Metodo per far funzionare un motore a turbina, il metodo comprendendo:

far passare un gas su una piattaforma di uno statore verso un complesso a turbina, facendo ruotare quindi il complesso a turbina, in cui il complesso a turbina comprende una o pi? pale di turbina accoppiate ad un albero di turbina, dette una o pi? pale di turbina comprendendo una porzione di profilo aerodinamico e un elemento di aereo-freno che si estende verso l'esterno dalla porzione di profilo aerodinamico, in cui l'elemento di aereo-freno si estende verso l'esterno dalla piattaforma dello statore in una prima posizione di rotazione e l'elemento di aereo-freno ? posizionato all'interno rispetto alla piattaforma dello statore in una seconda posizione di rotazione che ? diversa rispetto alla prima posizione di rotazione.

19. Metodo secondo la rivendicazione 18, comprendente inoltre interrompere un flusso di gas con l'elemento di aereo-freno nella prima posizione di rotazione.

20. Metodo secondo la rivendicazione 19, in cui dette una o pi? pale di turbina sono posizionate pi? vicine ad un involucro esterno del motore di turbina in una prima posizione di rotazione.