ITMI20120010A1

ITMI20120010A1 - Profilo aerodinamico di turbina a fessura

Info

Publication number: ITMI20120010A1
Application number: IT000010A
Authority: IT
Inventors: Steven Sebastian Burdgick; Alberto Disante
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2012-01-05
Filing date: 2012-01-05
Publication date: 2013-07-06
Also published as: US8998571B2; RU2012158352A; EP2612993B1; JP2013139807A; US20130177397A1; CN103195495B; EP2612993A1; JP6002028B2; CN103195495A

Description

PROFILO AERODINAMICO DI TURBINA A FESSURA

SFONDO DELL'INVENZIONE

L'oggetto qui descritto si riferisce ad un profilo aerodinamico di turbina a fessura. PiÃ¹ particolarmente, gli aspetti dell'invenzione includono un profilo aerodinamico di turbina avente una fessura di deviazione dell'umiditÃ per aumentare l'efficienza di uno stadio della turbina includente tale profilo aerodinamico.

In alcuni stadi di una turbina (ad esempio gli ultimi stadi di una sezione di turbina a vapore a bassa pressione), l'elevata velocitÃ e la concentrazione di umiditÃ locale di vapore passante attraverso questi stadi possono erodere le regione d'estremitÃ di punta di cucchiaie ruotanti, come pure le pareti dei profili aerodinamici degli ugelli statici. Al fine di combattere gli effetti erosivi del vapore in questa regione, i fabbricanti induriscono convenzionalmente i bordi anteriori dei profili aerodinamici della cucchiaia vicino alla regione d'estremitÃ di punta, o schermano l'area con strisce satelliti. Un'altra soluzione convenzionale comporta il rimuovere acqua accumulata attraverso disposizioni di drenaggio dell'acqua nelle pareti laterali esterne degli ugelli (o pareti d'estremitÃ ), o attraverso fessure di pressione e/o fessure di aspirazione formate nei profili aerodinamici degli ugelli statici cavi. Questa umiditÃ Ã ̈ quindi raccolta in cavitÃ circonferenziali tra il diaframma della turbina e la carcassa della turbina, che quindi drena al condensatore o altro scarico di pressione adatto (o camera). Tuttavia, entrambe queste soluzioni convenzionali hanno rispettivi inconvenienti. Nel caso dell'indurimento-tempra o schermatura, i costi associati con tale protezione possono essere significativi. Nel caso di profili aerodinamici cavi convenzionali con fessure di pressione o aspirazione, tali profili aerodinamici e fessure possono essere difficili da fabbricare e possono essere difficili da saldare negli anelli e i diaframmi delle turbine senza provocare distorsione nel profilo aerodinamico.

BREVE DESCRIZIONE DELL'INVENZIONE

E' descritto un profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina a fessura. In una forma di realizzazione, il profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina include una parete di pressione concava avente una fessura estendentesi attraverso di essa; una parete di aspirazione convessa unita alla parete di pressione concava in corrispondenza di rispettivi giunti d'estremitÃ ; ed una tasca collegata fluidicamente con la fessure e posizionata tra la parete di aspirazione convessa e la parete di pressione concava, in cui almeno una della parete di aspirazione convessa o della parete di pressione concava include un segmento assottigliato in prossimitÃ di uno dei rispettivi giunti d'estremitÃ , il segmento assottigliato essendo configurato per estendere la tasca verso un bordo posteriore del profilo aerodinamico dell'ugello statico della turbina. Un primo aspetto dell'invenzione include un profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina avente: una parete di pressione concava avente una fessura estendentesi attraverso di essa; una parete di aspirazione convessa unita alla parete di pressione concava in corrispondenza di rispettivi giunti d'estremitÃ ; ed una tasca collegata fluidicamente con la fessura e posizionata tra la parete di aspirazione convessa e la parete di pressione concava, in cui almeno una della parete di aspirazione convessa o della parete di pressione concava include un segmento assottigliato in prossimitÃ di uno dei rispettivi giunti di estremitÃ , il segmento assottigliato essendo configurato per estendere la tasca verso un bordo posteriore del profilo aerodinamico dell'ugello statico della turbina.

Un secondo aspetto dell'invenzione include uno statore di turbina comprendente:

gruppi assialmente dispersi di ugelli per dirigere un fluido di lavoro, in cui uno dei gruppi assialmente dispersi di ugelli include una pluralitÃ di profili aerodinamici di ugelli statici di turbina, ciascuno dei profili aerodinamici di ugelli statici di turbina avendo: una parete di pressione concava avente una fessura estendentesi attraverso di essa; una parete di aspirazione convessa unita con la parete di pressione concava in corrispondenza di rispettivi giunti di estremitÃ ; ed una tasca collegata fluidicamente con la fessura e posizionata tra la parete di aspirazione convessa e la parete di pressione concava, in cui almeno una della parete di aspirazione convessa o della parete di pressione concava include un segmento assottigliato in prossimitÃ di uno dei rispettivi giunti d'estremitÃ , il segmento assottigliato essendo configurato per estendere la tasca verso un bordo posteriore del profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina.

Un terzo aspetto dell'invenzione include un ugello statico di turbina comprendente: una coppia di pareti di estremitÃ ; ed un profilo aerodinamico d'ugello disperso tra e collegato con ciascuna della coppia di pareti di estremitÃ , il profilo aerodinamico d'ugello includendo: una parete di pressione concava avente una fessura estendentesi attraverso di essa; una parete di aspirazione convessa unita con la parete di pressione concava in corrispondenza di rispettivi giunti di estremitÃ ; ed una tasca fluidicamente collegata con la fessura e posizionata tra la parete di aspirazione convessa e la parete di pressione concava, in cui almeno una della parete di aspirazione convessa o della parete di pressione concava include un segmento assottigliato in prossimitÃ di uno dei rispettivi giunti di estremitÃ , il segmento assottigliato essendo configurato per estendere la tasca verso un bordo posteriore del profilo aerodinamico dell'ugello statico della turbina.

BREVE DESCRIZIONE DEI DISEGNI

Queste e altre caratteristiche della presente invenzione risulteranno piÃ¹ facilmente comprese dalla seguente descrizione dettagliata dei vari aspetti dell'invenzione considerata in unione con i disegni acclusi che illustrano varie forme di realizzazione dell'invenzione, in cui:

FIG. 1 mostra una vista in sezione trasversale di un profilo aerodinamico d'ugello secondo aspetti dell'invenzione.

FIG. 2 mostra una vista trasversale in sezione laterale di primo piano del profilo aerodinamico d'ugello di FIG. 1 secondo aspetti dell'invenzione.

FIG. 3 mostra una vista in pianta di una porzione di una turbina secondo aspetti dell'invenzione. Si deve notare che i disegni dell'invenzione non sono su scala. I disegni intendono illustrare solamente aspetti tipici dell'invenzione e, perciÃ², non devono essere considerati limitativi dell'ambito dell'invenzione. Nei disegni, numeri uguali rappresentano elementi uguali fra i disegni stessi.

DESCRIZIONE DETTAGLIATA DELL'INVENZIONE

L'oggetto qui divulgato riguarda un profilo aerodinamico di turbina a fessura. PiÃ¹ particolarmente, aspetti dell'invenzione includono un profilo aerodinamico di turbina avente una fessura di deviazione dell'umiditÃ per aumentare l'efficienza di uno stadio della turbina includente tale profilo aerodinamico. In alcuni stadi di una turbina (ad esempio gli ultimi stadi di una sezione di turbina a vapore di bassa pressione), l'elevata velocitÃ e la concentrazione di umiditÃ locale di vapore passante attraverso questi stadi possono erodere le regioni di estremitÃ di punta di cucchiaie ruotanti, come pure le pareti dei profili aerodinamici degli ugelli statici. Al fine di combattere gli effetti erosivi del vapore in questa regione, i fabbricanti convenzionalmente induriscono o temprano i bordi anteriori dei profili aerodinamici della cucchiaia vicino alla regione di estremitÃ di punta, o schermano tale area con strisce satellitari. Un'altra soluzione convenzionale comporta il rimuovere l'acqua accumulata tramite disposizioni di drenaggio dell'acqua nelle pareti laterali esterne degli ugelli (o pareti di estremitÃ ), o attraverso fessure di pressione e/o aspirazione formate nei profili aerodinamici degli ugelli statici cavi. Questa umiditÃ Ã ̈ quindi raccolta in cavitÃ circonferenziali tra il diaframma della turbina e la carcassa della turbina, che drena quindi al condensatore o altro scarico di pressione adatto (o camera). Tuttavia, entrambe queste soluzioni convenzionali hanno rispettivi inconvenienti. Nel caso dell'indurimento della schermatura, i costi associati con tale protezione possono essere significativi. Nel caso di profili aerodinamici cavi convenzionali con fessure di pressione o aspirazione, tali profili aerodinamici e fessure possono essere difficili da fabbricare e possono essere difficili da saldare negli anelli del diaframma della turbina provocando distorsione nel profilo aerodinamico.

Stadi di rimozione di umiditÃ nella sezione di "low pressure (LP)" o bassa pressione di una turbina a vapore servono per due scopi benefici. Rimozione dell'umiditÃ dalla sezione riduce l'erosione sulla cucchiaia ruotante dell'ultimo stadio. CiÃ² prolunga la vita della cucchiaia come pure preserva la sagoma del profilo della cucchiaia stessa. Addizionalmente, rimozione dell'umiditÃ migliora le prestazioni rimuovendo gocce di umiditÃ che possono influenzare negativamente la traiettoria del vapore impattante sulle cucchiaie. Una scarsa traiettoria del vapore puÃ² determinare riduzione dell'efficienza degli stadi.

Come qui osservato, precedenti tentativi di rimozione dell'umiditÃ nei complessi degli ugelli statici di turbina LP si sono rivelati difettosi per molti aspetti. La struttura a "parete sottile" nota, in cui le pareti del profilo aerodinamico dell'ugello della turbina hanno uno spessore uniforme di approssimativamente 4 millimetri (mm) consentono il posizionamento della fessura di rimozione dell'umiditÃ in prossimitÃ del bordo posteriore del profilo aerodinamico della turbina. BenchÃ© il posizionamento della fessura in questa struttura a "parete sottile" favorisca la rimozione dell'umiditÃ dalla faccia del profilo aerodinamico dell'ugello (poichÃ© essa si trova notevolmente a valle del bordo anteriore), la struttura a "parete sottile" Ã ̈ suscettibile di problemi di fabbricabilitÃ come ad esempio distorsione a causa della sottigliezza delle sue pareti. Questa distorsione puÃ² determinare profili aerodinamici scarsi, e puÃ² inoltre deformare la saldatura del complesso del diaframma finale, il che influenza negativamente le performance della turbina. Viceversa, la struttura "a parete spessa" della tecnica nota, avente pareti del profilo aerodinamico dell'ugello della turbina con uno spessore di approssimativamente 6-8 mm, Ã ̈ soggetta a meno distorsione delle strutture "a parete sottile" ma richiede che la fessura di rimozione dell'umiditÃ sia posizionata piÃ¹ vicino al bordo anteriore del profilo aerodinamico. La posizione della fessura in questa struttura Ã ̈ meno efficace nella rimozione dell'umiditÃ .

Diversamente da queste strutture della tecnica nota, aspetti dell'invenzione includono un profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina avente: una parete di pressione concava avente una fessura estendentesi attraverso di essa; una parete di aspirazione convessa unita alla parete di pressione concava in corrispondenza di giunti di estremitÃ rispettivi; ed una tasca collegata fluidicamente con la fessura e posizionata tra la parete di aspirazione convessa e la parete di pressione concava, in cui almeno una della parete di aspirazione convessa o della parete di pressione concava include un segmento assottigliato in prossimitÃ dei rispettivi giunti di estremitÃ , il segmento assottigliato essendo configurato per estendere la tasca verso un bordo posteriore del profilo aerodinamico dell'ugello statico della turbina.

Tornando a FIG. 1, in essa Ã ̈ mostrata un vista in sezione trasversale laterale di un profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina (o profilo aerodinamico) 2 secondo forme di realizzazione dell'invenzione. Com'Ã ̈ mostrato, il profilo aerodinamico 2 d'ugello statico di turbina puÃ² includere una parete di aspirazione convessa 4 ed una parete di pressione concava 8 avente una fessura 6 estendentesi attraverso di essa. La parete di pressione concava 8 puÃ² essere unita con la parete di aspirazione convessa 4 in corrispondenza di rispettivi giunti d'estremitÃ 10 (ad esempio saldature). Come Ã ̈ pure mostrato, il profilo aerodinamico 2 puÃ² includere una tasca 12 (specificatamente una sub-tasca 12B) collegata fluidicamente con la fessura 8 e posizionata tra la parete di aspirazione convessa 4 e la parete di pressione concava 8. PiÃ¹ particolarmente, in alcune forme di realizzazione, la fessura 6 si collega fluidicamente alla sub-tasca 12B in prossimitÃ di un bordo posteriore 13 della sub-tasca 12B. Addizionalmente, almeno una della parete di aspirazione convessa 4 o della parete di pressione concava 8 include un segmento assottigliato 14 avente uno spessore (t) inferiore al resto (di spessore t') dell'almeno una tra la parete di aspirazione convessa 4 o la parete di pressione concava 8. Come sarÃ qui ulteriormente descritto, il segmento assottigliato 14 Ã ̈ configurato per estendere la tasca 12 verso un bordo posteriore 18 del profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina 2 in modo tale che la fessura 6 puÃ² essere posizionata piÃ¹ vicina a tale bordo posteriore 18 che non in profili aerodinamici d'ugelli statici di rimozione d'umiditÃ convenzionali. In alcune forme di realizzazione, la fessura 6 si estende attraverso il segmento assottigliato 4, ad esempio quando il segmento assottigliato Ã ̈ posizionato entro la parete di pressione concava 8.

FIG. 1 illustra una forma di realizzazione (in trasparenza), in cui solamente la parete di pressione concava 8 ha un segmento assottigliato 14 e la parete di aspirazione convessa 4 ha uno spessore sostanzialmente uniforme (com'Ã ̈ illustrato dalla linea tratteggiata). Si deve comprendere che, in un'altra forma di realizzazione illustrata in FIG. 2, solamente la parete di aspirazione convessa 4 include il segmento assottigliato 14, e la parete di pressione concava 8 puÃ² avere uno spessore sostanzialmente uniforme (com'Ã ̈ illustrato dalla linea tratteggiata in tale figura). In altre parole, in alcuni casi, solamente la parete di aspirazione convessa 4 o la parete di pressione concava 8 puÃ² includere il segmento assottigliato 14. In altri casi, sia la parete di aspirazione convessa 4 che la parete di pressione concava 8 puÃ² includere il segmento assottigliato 14. Tuttavia, in un qualsiasi caso, il segmento o i segmenti assottigliati 14 possono estendere la tasca 12 (formante la sub-tasca 12B) verso il bordo posteriore 18. Il segmento o i segmenti assottigliati 14 possono definire un collo 19 che forma sub-tasche 12A, 12B della tasca 12 tra la parete di aspirazione convessa 4 e la parete di pressione concava 8.

Com'Ã ̈ mostrato in FIG. 1, il segmento assottigliato 14 puÃ² essere posizionato in prossimitÃ di uno dei rispettivi giunti di estremitÃ 10 (ad esempio saldature) e della fessura 6. In alcuni casi, in cui il segmento assottigliato 14 Ã ̈ posizionato nella parete di pressione concava 8, la fessura 6 puÃ² essere posizionata entro (o estendersi attraverso) il segmento assottigliato 14 della parete di pressione concava 8. Addizionalmente, il segmento assottigliato 14 (e la fessura 6) possono essere posizionati in prossimitÃ del bordo posteriore 18 del profilo aerodinamico 2. In altre parole, il segmento assottigliato 14 puÃ² attestarsi (ad esempio contattare fisicamente) sul giunto 10 (saldatura) posizionato in corrispondenza del bordo posteriore 18 del profilo aerodinamico, ove questo giunto 10 accoppia la parete di aspirazione convessa 4 con la parete di pressione concava 8. Rispetto alla soluzione convenzionale impiegante una struttura di "parete spessa", il profilo aerodinamico 2 qui descritto consente posizionamento della fessura 6 di approssimativamente tra dieci e venti percento piÃ¹ vicina al bordo posteriore 18 lungo la parete di pressione concava 8. Posizionamento della fessura 6 in questo caso consente una rimozione di umiditÃ piÃ¹ efficiente attraverso la parete di pressione concava 8.

Com'Ã ̈ mostrato, una delle o entrambe la parete di aspirazione convessa 4 o la parete di pressione concava 8 possono includere un segmento assottigliato 14 avente uno spessore (t) inferiore al resto 16 della parete, in cui il resto 16 ha un secondo spessore (t') maggiore. Il secondo spessore (t') in alcuni casi puÃ² essere di da approssimativamente 1,5 a due volte lo spessore inferiore (t). CiÃ² puÃ² consentire posizionamento della fessura 6 piÃ¹ vicina al bordo posteriore 18 che non in strutture a parete spessa convenzionali impedendo al tempo stesso i problemi di fabbricazione associati con le strutture a parete sottile.

FIG. 2 mostra una vista in sezione trasversale laterale di primo piano del profilo aerodinamico 2 di FIG. 1, che illustra piÃ¹ chiaramente la relazione tra la fessura 6 ed il segmento o i segmenti assottigliati 14. Com'Ã ̈ mostrato in questa vista, il segmento assottigliato 14 consente posizionamento della fessura 6 piÃ¹ vicina al bordo posteriore 18 che non nel caso in cui nÃ© la parete di aspirazione convessa 4 nÃ© la parete di pressione concava 8 include un segmento assottigliato 14 (com'Ã ̈ descritto con riferimento all'esempio della "parete spessa" qui fatto).

In FIG. 2 Ã ̈ pure illustrata (in trasparenza) la posizione della fessura di rimozione dell'umiditÃ (o fessura della tecnica nota) PA conformemente alle forme di realizzazione a "parete spessa" della tecnica nota. Come risulta evidente dall'illustrazione del profilo aerodinamico 2, la fessura PA della tecnica nota Ã ̈ posizionata piÃ¹ distante dal bordo posteriore di quanto lo sia la fessura 6 formata secondo forme di realizzazione dell'invenzione. CiÃ² Ã ̈ possibile grazie alla sezione assottigliata 14 di almeno una delle pareti (4 o 8) che consente posizionamento della fessura 6 ove una saldatura (come il giunto di estremitÃ 10) sarebbe stata in precedenza posizionata. In alcuni casi, la fessura nel profilo aerodinamico 2 secondo forme di realizzazione dell'invenzione Ã ̈ posizionata tra dieci e venti percento piÃ¹ vicino al bordo posteriore 18 che non nell'esempio della "parete spessa" della tecnica nota. FIG. 2 mostra inoltre un punto di riferimento 21 di terminazione della tasca che illustra una posizione ove la tasca della tecnica nota sarebbe terminata impiegando la struttura a "parete spessa". Il punto 21 di riferimento di terminazione della tasca rappresenta una giunzione di due pareti di profilo aerodinamico d'ugello (secondo la tecnica nota), ciascuna escludente il segmento assottigliato 14. In altre parole, senza l'uso di almeno un segmento assottigliato 14 qui mostrato e descritto, la tasca (ad esempio la tasca 12) non si estenderebbe oltre il punto di riferimento 21 di terminazione della tasca verso il bordo posteriore 18. Com'Ã ̈ mostrato, ciÃ² consente alla fessura 6 di comunicare fluidicamente con la tasca 12 (ad esempio la sub-tasca 12B) in corrispondenza di una posizione tra il punto 21 di riferimento di terminazione della tasca e il bordo posteriore 18 della tasca 12. In questo caso, come qui descritto con riferimento all'inconveniente della struttura a "parete spessa", la fessura PA della tecnica nota Ã ̈ posizionata piÃ¹ distante dal bordo posteriore 18, ed Ã ̈ meno efficace nella rimozione dell'umiditÃ . Rispetto a questo punto 21 di terminazione della tasca, il segmento o i segmenti assottigliati 14 qui mostrati e descritti estende/estendono la tasca 12 oltre il punto 21 di terminazione della tasca, consentendo la formazione della sub-tasca 12B e migliorata rimozione dell'umiditÃ come qui osservato.

Fabbricazione del profilo aerodinamico 2 secondo forme di realizzazione puÃ² includere l'idro-formatura separata della rispettiva parete di aspirazione convessa 4 e parete di pressione concava 8, in cui almeno una delle pareti (4, 8) include un segmento assottigliato 14. Dopo idro-formatura delle pareti (4, 8), tali pareti possono essere saldate assieme in corrispondenza di rispettivi giunti 10 (in prossimitÃ del bordo anteriore 20, FIG. 1, e bordo posteriore 18, rispettivamente) impiegando una tecnica di saldatura convenzionale come saldatura ad arco a tungsteno-gas (o saldatura TIG a gas inerte), saldatura ad arco a metallo-gas (o saldatura a metallo-inerte-gas MIG), etc. In un'altra forma di realizzazione, la rispettiva parete di aspirazione convessa 4 e la parete di pressione concava 8 possono essere stampate, lavorate meccanicamente o in altro modo separatamente formate, e quindi saldate assieme in corrispondenza di giunti rispettivi 10. In ogni caso, rispetto a profili aerodinamici convenzionali, i profili aerodinamici 2 divulgati secondo forme di realizzazione dell'invenzione consentono il posizionamento della fessura 6 piÃ¹ vicina al bordo posteriore 18 della parete di aspirazione convessa 4, cosÃ¬ da migliorare la rimozione dell'umiditÃ in uno stadio di turbina includente uno o piÃ¹ di tali profili aerodinamici 2.

FIG. 3 mostra una vista in pianta di una porzione di una turbina 22 (ad esempio una turbina a vapore come una sezione di turbina a vapore di bassa pressione) secondo aspetti dell'invenzione. Com'Ã ̈ mostrato, la turbina 22 puÃ² includere uno statore 24 della turbina, che circonda sostanzialmente un rotore 26 della turbina. Lo statore 24 puÃ² includere gruppi assialmente dispersi di ugelli 28 (essendo mostrato solamente un gruppo), in cui uno o piÃ¹ dei gruppi di ugelli assialmente dispersi 28 possono includere una pluralitÃ di profili aerodinamici di ugelli statici di turbina (ad esempio i profili aerodinamici 2 mostrati e descritti con riferimento alle FIG. 1-2). In altre parole, in alcune forme di realizzazione, un intero gruppo di ugelli 28 puÃ² includere profili aerodinamici 2 di ugelli, e in alcuni casi, una pluralitÃ di gruppi di ugelli 28 possono includere profili aerodinamici 2 di ugelli. In alcuni casi, ciascun ugello statico di turbina 2 nel gruppo di ugelli 28 puÃ² includere una coppia di pareti di estremitÃ 30 ed il profilo aerodinamico 2 d'ugello disperso tra e collegato con ciascuna della coppia di pareti di estremitÃ 30. Com'Ã ̈ noto nella tecnica, questi ugelli statici di turbina 28 rimangono fissi entro lo statore 24 durante il funzionamento della turbina 22 e dirigono un fluido di lavoro verso pale ruotanti 32 del rotore 26 per indurre movimento dell'albero del rotore (non mostrato, ma allineato con l'asse a-a, com'Ã ̈ noto nel campo). Come qui descritto, almeno uno di questi gruppi di ugelli 28 nella turbina 22 puÃ² essere configurato per rimuovere umiditÃ dalle facce dei profili aerodinamici (lato di pressione concavo 4) impiegando una o piÃ¹ fessure 6.

La terminologia qui usata ha solamente lo scopo di descrivere particolari forme di realizzazione e non intende limitare la descrizione. Come qui usate, le forme singolari "una", "un" e le "la/il" intendono includere pure le forme al plurale, a meno che il contesto lo indichi chiaramente diversamente. Si deve inoltre tener presente che i termini "comprende" e/o "comprendente" quando usati nella presente descrizione specificano la presenza di caratteristiche indicate, complessi integrali, fasi, operazioni, elementi e/o componenti ma non precludono la presenza o l'aggiunta di uno o piÃ¹ altri particolari, complessi interi, fasi, operazioni, elementi, componenti e/o gruppi di essi. Si deve inoltre comprendere che i termini "anteriore" e "posteriore" non intendono essere limitativi e devono essere considerati come interscambiabili ove appropriato.

La presente descrizione scritta usa esempi per divulgare l'invenzione ivi compreso il modo migliore e anche per consentire a qualsiasi persona esperta nel ramo di attuare praticamente l'invenzione, ivi compreso il realizzare e usare qualsiasi dispositivo o sistema ed eseguire qualsiasi metodo incorporato. L'ambito di brevettabilitÃ dell'invenzione Ã ̈ definito dalle rivendicazioni e puÃ² includere altri esempi suscettibili di presentarsi agli esperti del ramo. Questi altri esempi devono essere considerati come rientranti nell'ambito delle rivendicazioni se essi hanno elementi strutturali che non differiscono dal linguaggio letterale delle rivendicazioni, o se essi includono elementi strutturali equivalenti con differenze trascurabili dai linguaggi letterali delle rivendicazioni.

Claims

RIVENDICAZIONI 1. Profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina comprendente: una parete di pressione concava avente una fessura estendentesi attraverso di essa; una parete di aspirazione convessa unita alla parete di pressione concava in corrispondenza di rispettivi giunti di estremitÃ ; e una tasca fluidicamente collegata con la fessura e posizionata tra la parete di aspirazione convessa e la parete di pressione concava, in cui almeno una della parete di aspirazione convessa o della parete di pressione concava include un segmento assottigliato in prossimitÃ di uno dei rispettivi giunti di estremitÃ , il segmento assottigliato essendo configurato per estendere la tasca verso un bordo posteriore del profilo aerodinamico dell'ugello statico della turbina.
2. Profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina secondo la rivendicazione 1, in cui il segmento assottigliato Ã ̈ posizionato in prossimitÃ della fessura.
3. Profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina secondo la rivendicazione 1, in cui il segmento assottigliato Ã ̈ posizionato in prossimitÃ del bordo posteriore del profilo aerodinamico dell'ugello statico della turbina.
4. Profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina secondo la rivendicazione 1, in cui entrambe la parete di aspirazione convessa e la parete di pressione concava includono il segmento assottigliato.
5. Profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina secondo la rivendicazione 1, in cui il segmento assottigliato definisce un collo entro la tasca, il collo formando una sub-tasca tra la parete di aspirazione convessa e la parete di pressione concava, in cui la fessura si collega fluidicamente alla sub-tasca in prossimitÃ di un bordo posteriore della subtasca.
6. Profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina secondo la rivendicazione 1, in cui i rispettivi giunti di estremitÃ includono giunti saldati, ed in cui un primo dei giunti saldati Ã ̈ posizionato in prossimitÃ dei un bordo anteriore del profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina, ed in cui un secondo dei giunti saldati Ã ̈ posizionato in prossimitÃ della fessura.
7. Profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina secondo la rivendicazione 1, in cui il segmento assottigliato Ã ̈ configurato per estendere la tasca oltre un punto di riferimento di terminazione della tasca, il punto di riferimento di terminazione della tasca rappresentando una giunzione di due pareti di profilo aerodinamico d'ugello ciascuno escludente il segmento assottigliato.
8. Profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina secondo la rivendicazione 7, in cui la fessura Ã ̈ configurata per comunicare fluidicamente con la tasca in corrispondenza di una posizione tra il punto di riferimento di terminazione della tasca ed un bordo posteriore della tasca.
9. Profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina secondo la rivendicazione 1, in cui il resto dell'almeno una della parete di aspirazione convessa o della parete di pressione concava ha uno spessore di da approssimativamente 1,5 a due volte lo spessore del segmento assottigliato.
10. Statore di turbina comprendente: un gruppo assialmente disperso di ugelli per dirigere un fluido di lavoro, in cui uno dei gruppi assialmente dispersi di ugelli include una pluralitÃ di profili aerodinamici di ugelli statici di turbina, ciascuno dei profili aerodinamici di ugelli statici di turbina avendo: una parete di pressione concava avente una fessura estendentesi attraverso di essa; una parete di aspirazione convessa unita alla parete di pressione concava in corrispondenza di rispettivi giunti di estremitÃ ; e una tasca collegata fluidicamente con la fessura e posizionata tra la parete di aspirazione convessa e la parete di pressione concava, in cui almeno una della parete di aspirazione convessa o della parete di pressione concava include un segmento assottigliato in prossimitÃ di uno dei rispettivi giunti di estremitÃ , il segmento assottigliato estendendo la tasca verso un bordo posteriore del profilo aerodinamico dell'ugello statico di turbina.
11. Statore di turbina secondo la rivendicazione 10, in cui il segmento assottigliato Ã ̈ posizionato in prossimitÃ della fessura.
12. Statore di turbina secondo la rivendicazione 10, in cui il segmento assottigliato Ã ̈ posizionato in prossimitÃ del bordo posteriore del profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina.
13. Statore di turbina secondo la rivendicazione 10, in cui sia la parete di aspirazione convessa che la parete di pressione concava include il segmento assottigliato.
14. Statore di turbina secondo la rivendicazione 10, in cui il segmento assottigliato definisce un collo entro la tasca, il collo formando una sub-tasca tra la parete di aspirazione convessa e la parete di pressione concava.
15. Statore di turbina secondo la rivendicazione 10, in cui il segmento assottigliato estende la tasca oltre un punto di terminazione della tasca.
16. Statore di turbina secondo la rivendicazione 10, in cui i rispettivi giunti di estremitÃ includono giunti saldati, ed in cui un primo dei giunti saldati Ã ̈ posizionato in prossimitÃ di un bordo anteriore del profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina ed un secondo dei giunti saldati Ã ̈ posizionato in prossimitÃ della fessura.
17. Statore di turbina secondo la rivendicazione 10, in cui il resto dell'almeno una della parete di aspirazione convessa o della parete di pressione concava ha uno spessore di da approssimativamente 1,5 a due volte uno spessore del segmento assottigliato.
18. Ugello statico di turbina comprendente: una coppia di pareti di estremitÃ ; e un profilo aerodinamico d'ugello disperso tra e collegato con ciascuna della coppia di pareti di estremitÃ , il profilo aerodinamico d'ugello includendo: una parete di pressione concava avente una fessura estendentesi attraverso di essa; e una parete di aspirazione convessa unita alla parete di pressione concava in corrispondenza di rispettivi giunti d'estremitÃ ; e una tasca collegata fluidicamente con la fessura e posizionata tra la parete di aspirazione convessa e la parete di pressione concava, in cui almeno una della parete di aspirazione convessa o della parete di pressione concava include un segmento assottigliato in prossimitÃ di uno dei rispettivi giunti di estremitÃ , il segmento assottigliato estendendo la tasca verso un bordo posteriore del profilo aerodinamico d'ugello statico di turbina.
19. Ugello statico di turbina secondo la rivendicazione 18, in cui la fessura si estende attraverso il segmento assotti gliato.
20. Ugello statico di turbina secondo la rivendicazione 18, in cui entrambe la parete di aspirazione convessa e la parete di pressione concava includono il segmento assottigliato.