ITTO20111009A1 - Profilo aerodinamico di una turbina - Google Patents

Description

DESCRIZIONE

“PROFILO AERODINAMICO DI UNA TURBINAâ€

di AVIO S.P.A.

La presente invenzione à ̈ relativa ad un profilo aerodinamico di una turbina.

Com’à ̈ noto, in una palettatura di turbina, lungo l’altezza di ciascun profilo aerodinamico la variazione del carico esercitato sul flusso principale di gas (il carico à ̈ proporzionale alla differenza di pressione tra lato in pressione e lato in depressione) viene in genere imposta come un andamento lineare di interpolazione tra le condizioni di carico alle due estremità opposte del profilo aerodinamico.

Ultimamente sono state proposte e adottate distribuzioni di carico ad andamento parabolico, e non lineare, in modo da diminuire il carico (e quindi la differenza di pressione tra lato in pressione e lato in depressione) in prossimità delle piattaforme, o “endwall†, alle estremità radiali della palettatura.

Così facendo, infatti, si tende a contenere le perdite dovute ai flussi secondari nello strato limite in corrispondenza delle piattaforme, in quanto lo strato limite e le corrispondenti perdite da flussi secondari sono tanto più alti quanto più alta à ̈ la differenza di pressione nel canale interpalare tra lato in pressione e lato in depressione.

Un’illustrazione schematica del fenomeno di generazione dei flussi secondari in un canale interpalare à ̈ riportata in Figura 1. I flussi secondari vengono generati essenzialmente dalla differenza di pressione tra i lati in pressione ed in depressione delle due pale adiacenti e percorrono lo strato limite in direzione circonferenziale in prossimità delle piattaforme: sono quindi ortogonali alla direzione del flusso principale di gas nel canale interpalare. Tali flussi in direzione circonferenziale generano un flusso anche lungo i lati in pressione ed in depressione delle due pale adiacenti, sempre ortogonalmente alla direzione del flusso principale di gas.

Come accennato sopra, nelle palettature di una turbina si à ̈ cercato di contener le perdite da flussi secondari riducendo la differenza di pressione tra lato in pressione e lato in depressione: così facendo infatti si tende a ridurre la spinta che porta alla generazione dei flussi in direzione circonferenziale all’interno dello strato limite vicino alle piattaforme nel canale interpalare.

Lo stesso obiettivo ed orientamento hanno avuto anche le varie proposte relative alle tecnologie di “Side Wall Contouring†di tipo non assialsimmetrico, ossia relative a sagomature delle piattaforme con forma non circolare.

Scopo della presente invenzione à ̈ quello di realizzare un profilo aerodinamico di una turbina, il quale consenta di risolvere in maniera semplice ed economica i problemi sopra esposti tramite una soluzione che possa essere utilizzata in aggiunta o in alternativa alle configurazioni note sopra esposte.

Secondo la presente invenzione viene fornito un profilo aerodinamico di una turbina come definito dalla rivendicazione 1.

L'invenzione verrà ora descritta con riferimento ai disegni annessi, che ne illustrano un esempio di attuazione non limitativo, in cui:

- la figura 1 Ã ̈ uno schema che mostra il fenomeno di generazione dei flussi secondari in un canale interpalare di uno stadio di turbina;

- la figura 2 illustra parzialmente uno stadio di una turbina, in sezione lungo un piano meridiano;

- la figura 3 illustra parzialmente una preferita forma di attuazione del profilo aerodinamico di una turbina secondo la presente invenzione;

- la figura 4 mostra due schemi relativi agli angoli di uscita del profilo aerodinamico di figura 3, in confronto con gli angoli di uscita di un profilo aerodinamico di tipo standard; e

- la figura 5 à ̈ un grafico che illustra un confronto tra le perdite del profilo aerodinamico di figura 3 e quelle di un profilo aerodinamico di tipo standard, lungo tutta l’altezza dei profili. Nella figura 2, con 1 à ̈ indicata, nel suo complesso, una turbina assiale (schematicamente e parzialmente illustrata), la quale costituisce parte di un motore aeronautico non illustrato, e presenta una simmetria assiale rispetto ad un proprio asse (non indicato).

La turbina 1 comprende una successione di stadi coassiali, uno solo dei quali à ̈ indicato con 10 in figura 1 e comprende uno statore 11 ed un rotore 12, disposto a valle dello statore 11.

Lo statore 11 comprende, a sua volta, una piattaforma 14 anulare esterna ed una piattaforma 15 anulare interna, le quali sono affacciate e delimitano radialmente tra loro un condotto 18 anulare atto a convogliare un flusso di gas in espansione ed avente un diametro medio crescente nel senso di avanzamento del flusso di gas.

Le piattaforme 14,15 supportano una schiera di palette o profili aerodinamici 20 (uno solo dei quali à ̈ illustrato), i quali sono angolarmente equidistanziati tra loro attorno all’asse della turbina, sono alloggiati nel condotto 18, e delimitano, circonferenzialmente rispetto all’asse della turbina, una pluralità di ugelli o canali interpalari.

Analogamente, il rotore 12 comprende una piattaforma 14a anulare esterna ed una piattaforma 15a anulare interna, le quali sono affacciate e delimitano radialmente tra loro un condotto 18a anulare, il quale costituisce il prolungamento del condotto 18 per convogliare il flusso di gas in espansione con diametro medio crescente. Il rotore 12 comprende, inoltre, una schiera di palette o profili aerodinamici 20a (uno solo dei quali à ̈ illustrato), disposti radialmente tra le piattaforme 14a,15a in modo da essere alloggiati nel condotto 18a, angolarmente equidistanziati tra loro attorno all’asse della turbina e delimitanti, circonferenzialmente rispetto all’asse della turbina, una pluralità di ugelli o canali interpalari.

Secondo la presente invenzione, l’angolo di uscita in corrispondenza del bordo di uscita 23 del profilo aerodinamico 20,20a à ̈ ottimizzato per minimizzare i flussi secondari, seguendo leggi di variazioni del carico più complesse rispetto a quella parabolica lungo l’altezza del profilo aerodinamico stesso.

In particolare, in fase di progettazione si può applicare una legge polinomiale del quarto grado per la variazione del carico lungo l’altezza del profilo aerodinamico 20: tale legge permette di ottenere distribuzioni locali di pressione che contrastano il moto dei flussi secondari lungo i lati del profilo aerodinamico 20 in direzione ortogonale alla direzione del flusso principale dei gas, oltre a ridurre il carico in prossimità delle piattaforme 14,15.

La variazione del carico impostata corrisponde ad una variazione dell’angolo di uscita metallico definito dal bordo di uscita 23 del profilo aerodinamico 20 della presente invenzione (figura 3) rispetto ad una geometria o configurazione di riferimento: come configurazione di riferimento, si prende la geometria di un profilo aerodinamico standard in cui la variazione del carico (e quindi la variazione della differenza di pressione tra lati in pressione e depressione, la quale à ̈ proporzionale al carico) à ̈ di tipo parabolico.

La Figura 4 include due grafici che mostrano le differenze del profilo aerodinamico 20 rispetto al profilo aerodinamico standard:

1) il grafico di destra mostra, sull’asse delle ascisse, l’angolo di uscita metallico, ossia l’angolo di uscita definito dalla geometria del bordo di uscita, per il profilo aerodinamico standard e per il profilo aerodinamico 20 della presente invenzione, in funzione all’altezza adimensionalizzata dei profili (asse delle ordinate);

2) il grafico di sinistra à ̈ ottenuto tramite prove sperimentali o tramite simulazioni su programmi al calcolatore e mostra, sull’asse delle ascisse, l’angolo di efflusso dei gas dal bordo di uscita del profilo aerodinamico standard in confronto con l’angolo di efflusso dal bordo di uscita 23 del profilo aerodinamico 20 della presente invenzione, in funzione all’altezza adimensionalizzata dei profili (sull’asse delle ordinate).

Le curve indicate con la lettera di riferimento (a) sono relativa al profilo aerodinamico 20 della presente invenzione, mentre le curve indicate con la lettera di riferimento (b) sono relative al profilo aerodinamico standard.

Secondo la presente invenzione, l’angolo di uscita metallico viene modificato rispetto a quello del profilo aerodinamico standard in modo da diminuirlo in due zone 25 e 26, le quali sono vicine alle piattaforme 14,15 dove à ̈ presente lo strato limite e corrispondono sostanzialmente alla posizione dei picchi dei flussi secondari nello strato limite.

Solitamente, le zone 25,26 corrispondenti ai picchi dei flussi secondari si trovano comprese tra il 75% e il 90% e, rispettivamente, tra il 10% e il 25% dell’altezza del profilo aerodinamico.

Nell’esempio mostrato nel grafico di destra di figura 4, la diminuzione dell’angolo di uscita metallico rispetto a quello del profilo aerodinamico standard à ̈ inferiore a 2°.

La diminuzione dell’angolo di uscita metallico al bordo di uscita 23 e quindi dell’angolo di efflusso dei gas corrisponde ad “aprire†localmente l’angolo di uscita e quindi a generare una via preferenziale di uscita e ad accelerare localmente il flusso principale dei gas. In pratica, questa via preferenziale di uscita tende a portare via verso il bordo di uscita 23 i flussi secondari e quindi ne limita la formazione lungo le piattaforme 14,15.

Come visibile nel grafico di destra di figura 4 e nella figura 3, nelle restanti zone del bordo di uscita 23 del profilo aerodinamico 20, si aumenta l’angolo di uscita metallico rispetto a quello del profilo aerodinamico standard, in modo da ristabilire sostanzialmente lo stesso valore medio dell’angolo di uscita metallico del profilo metallico standard.

Ne deriva che il bordo di uscita 23 del profilo aerodinamico 20 ha un andamento ondulato o un andamento a “serpente†(figura 3).

Adottando questa geometria, ossia progettando l’angolo di uscita metallico come sopra indicato, si nota nel grafico di sinistra di figura 4 che la curva (a) relativa all’angolo di efflusso dei gas dal bordo di uscita ha un numero inferiore di gobbe rispetto alla curva (b). Questa riduzione delle gobbe à ̈ derivata dalla riduzione delle perdite dovute ai flussi secondari sul profilo aerodinamico 20.

La riduzione delle perdite dovute ai flussi secondari risulta evidente dalla Figura 5.

Lungo l’asse delle ordinate à ̈ riportata l’altezza, adimensionalizzata, del profilo aerodinamico 20 e del profilo aerodinamico standard, e lungo l’asse delle ascisse il valore delle perdite.

In prossimità delle zone 25,26, ossia in corrispondenza dei picchi dei flussi secondari (al 10% e al 90% dell’altezza dei profili), le perdite si riducono per la curva (a) rispetto alla curva (b), mentre a metà altezza dei profili le perdite relative alle due configurazioni sono molto vicine.

I vantaggi della sagomatura proposta sono quindi evidenti per un tecnico operante nel settore della fluidodinamica.

In particolare, la soluzione proposta, non solo permette di ridurre il carico in corrispondenza delle piattaforme, ma riduce anche la tendenza dei gas a muoversi lungo il lato in pressione dal centro del canale interpalare (“midspan†) verso le piattaforme 14,15 (“endwall†).

In particolare, “aprendo†localmente il bordo di uscita del profilo aerodinamico, ossia riducendo l’angolo di uscita metallico, nelle zone tra il 10-25% e il 75-90% dell’altezza del canale interpalare si ottengono due principali effetti positivi.

Il primo effetto, come accennato sopra, à ̈ relativo al fatto che si invita i gas a passare maggiormente in corrispondenza delle zone 25,26 dove si à ̈ attuata un’apertura dell’angolo. Pertanto, sul lato in pressione si formano due vie di fuga preferenziali che ostacolano la tendenza dei gas a a muoversi verso le piattaforme 14,15 e a generare gli indesiderati flussi secondari.

Il secondo effetto positivo à ̈ relativo al fatto che nelle zone 25,26 sul lato in pressione si ottiene una riduzione della pressione locale che ostacola anch’essa la generazione di flussi in direzione radiale.

Le perdite dovute ai flussi secondari impattano per circa un 30% sulle performance di un modulo di bassa pressione (LPT) e la soluzione rivendicata può ridurne l’intensità dei flussi secondari di circa 20%: in questo modo, si possono incrementare le performance di un modulo turbina di un valore prossimo allo 0.1%, con ricadute di entità analoga sul consumo specifico di combustibile per il modulo in cui tale soluzione venga applicata.

Da quanto precede appare, infine, evidente che al profilo aerodinamico descritto possono essere apportate modifiche e varianti che non esulano dal campo di protezione della presente invenzione, come definito nelle rivendicazioni allegate.

In particolare, la riduzione dell’angolo di uscita metallico in corrispondenza dello strato limite può essere applicato sia a pale di statore (“vanes†) che a pale di rotore (“blades†), ossia al bordo di uscita 23a del profilo aerodinamico 20a.

Inoltre, anche il bordo di ingresso 22,22a dei profili aerodinamici 20,20a potrebbe essere ondulato a serpente (in base alla posizione dove si impilano le sezioni trasversali del profilo aerodinamico stesso).

Inoltre, come profilo aerodinamico standard potrebbe essere presa una pala in cui il carico varia linearmente (e non con andamento parabolico) lungo l’altezza tra le estremità radiali.

Claims (1)

1. RIVENDICAZIONI 1.- Profilo aerodinamico di una turbina, caratterizzato dal fatto che l’angolo di uscita metallico al bordo di uscita à ̈ ridotto localmente in due zone (25,26) che corrispondono sostanzialmente, in uso, alla posizione dei picchi dei flussi secondari nello strato limite. 2.- Profilo aerodinamico secondo la rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto che le due dette zone (25,26) si trovano comprese tra il 75% e il 90% e, rispettivamente, tra il 10% e il 25% dell’altezza del profilo aerodinamico. 3.- Profilo aerodinamico secondo la rivendicazione 2, caratterizzato dal fatto che la riduzione à ̈ dell’angolo di uscita à ̈ minore o uguale a 2°, rispetto ad una geometria di un profilo aerodinamico standard in cui il carico varia con legge lineare o parabolica lungo l’altezza del profilo aerodinamico standard. 4.- Profilo aerodinamico secondo la rivendicazione 3, caratterizzato dal fatto che le altre zone del detto bordo di uscita hanno un angolo di uscita maggiore rispetto a quello del detto profilo aerodinamico standard. 5.- Profilo aerodinamico secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che il carico varia lungo l’altezza del profilo aerodinamico con legge polinomiale di quarto grado.