Una fila circunferencial de miembros de plano aerodinámico de una turbomáquina.

Una fila circunferencial (24) de miembros de plano aerodinámico que se extienden generalmente de forma radial (30) para la posición,

en uso, en un conducto anular de una turbomáquina (10) para el flujo de un fluido comprensible a través de pasajes sectoriales (36) limitados por respectivas superficies de presión y succión (35, 34) de miembros de plano aerodinámico (30), comprendiendo dicha fila (24) al menos una pared extrema radial (33) en cada uno de dichos pasajes entre dichas superficies (35, 34), cuya pared extrema (33) tiene una sección transversal no axisimétrica formada por una región perfilada convexa (41) inmediatamente adyacente a la cara de presión de plano aerodinámico (35) y una región perfilada cóncava (40) inmediatamente adyacente a la cara de succión (34) del miembro de plano aerodinámica, extendiéndose dichas regiones (40, 41) sobre al menos la parte principal de la cuerda de los respectivos miembros de plano aerodinámico (30), en sección transversal, teniendo dicha pared extrema (33) un perfil en sección transversal ondulado (45) que en cualquier estación axial, es circunferencialmente periódico en fase con la pendiente de dichos miembros de plano aerodinámico (30), por lo que se reduce el gradiente de presión en el flujo sobre dichas paredes extremas (33) en una dirección transversal al pasaje (36), caracterizada porque dichas regiones convexa y cóncavas (40, 41) de la pared extrema (33) tienen una extensión radial máxima en la mitad delantera de la longitud de la cuerda de las aletas (29) .

Una fila circunferencial de miembros de plano aerodinámico de una turbomáquina.

Esta invención se refiere a turbomaquinaria en la que una o más filas de miembros de plano aerodinámico que se extiende generalmente de forma radial en un conducto angular a través del cual fluye un flujo compresible. La invención particularmente aborda la mejora del control de las filas de paso de flujo de fluido de tales miembros de plano aerodinámico, que pueden ser vanos fijos o aletas que giran alrededor del eje central del conducto.

Cada fila de los miembros de plano aerodinámico divide el conducto en una serie de pasajes sectoriales, limitados cada uno por la superficie de succión y presión opuestas de un par de miembros adyacentes y las paredes radialmente interna y externa del conducto. El campo de filas dentro de los pasajes sectoriales es complejo e incluye un cierto número de flujos de vórtice secundarios que son una fuente principal de pérdida de energía. Se puede hacer referencia a Sieverding (1985) "Secondar y Flows in Straight and Annular Turbine Cascades" Thermodynamics and Fluids of Turbomachiner y , NATO, Vol. 11, pp. 621-624 para una explicación detallada de estos flujos. Su importancia relativa aumenta con el aumento de la carga aerodinámica o la disminución de la relación de aspecto. No sólo hay energía de disipación en los propios flujos secundarios, sino que también puede afectar adversamente al flujo de fluido aguas abajo debido a que causan la desviación de los ángulos de salida del flujo desde la fila de los miembros de plano aerodinámico.

Se ha encontrado que son las capas de límite de pared extrema las que causan una parte sustancial de estos flujos secundarios. La figura 1 muestra una ilustración de modelo de flujo tomada de Takeishi et al (1989) , "An Experimental Study of the Heat Transfer and Film Cooling on Low Aspect Radio Turbine Nozzles" Documento ASME89-GT-187. Éste muestra parte de una fila de aletas de turbina que sobresalen desde la superficie cilíndrica que forma una pared extrema radialmente interna del pasaje anular en la que se extiende el plano aerodinámico de la aleta. Las características de flujo principal como se muestra en el modelo son:

(i) transformación de la capa de límite de entrada L en un vórtice de herradura H en el borde delantero de la aleta debido a la variación de presión en la intersección del borde delantero y la pared extrema. La pata del lado de la superpie de presión de este flujo se convierte en el núcleo del un vórtice de pasaje P que es una parte dominante del flujo secundario. En una pared extrema debajo del vórtice del pasaje está formada una nueva capa de límite, indicada como un flujo transversal B, que se inicia en la esquina del lado de presión de la pared extrema del pasaje de la aleta.

(ii) aguas arriba del flujo transversal B la capa de límite de entrada está deflectada transversal al pasaje, como se indica mediante el flujo transversal A. La línea de separación de pared extrema S marca la penetración más lejana de la parte inferior de la capa de límite de entrada A en el pasaje de la aleta y la divide desde la nueva capa de límite (flujo transversal B) formando aguas abajo de ella.

(iii) la nueva capa de límite de pared extrema, flujo transversal B, continua sobre la superficie de succión de aleta hasta que separa, a los largo de una línea de separación aerodinámica V, y alienta el vórtice del pasaje

O. La pata lateral de succión de vórtice de herradura, referida como el vórtice contador U en el dibujo, permanece por encima del vórtice de pasaje P y se mueve alejándose de la pared extrema cuando el vórtice del pasaje crece.

(iv) un vórtice de esquina pequeño C puede ser iniciado en la región de esquina entre la superficie de succión y la pared extrema, girando en sentido opuesto al vórtice del pasaje.

(v) Ilustrada también en la Figura 1 está la línea de unión T que representa la división del flujo de capa de límite entrante L entre los pasajes adyacentes, y el punto de montura D, en el que la línea de unión T y la línea de separación de pared extrema S intersecta.

Típicamente, el vórtice de pasaje incrementará el ángulo de salida del flujo en la pared extrema (referido como "sobre giro") con la reducción compensatoria en el ángulo de salida alejado de la pared (referido como "infra giro") . Estos efectos producen unas desviaciones del flujo de entrada a la siguiente fila aerodinámica, haciendo que el ángulo de incidencia del flujo en los planos aerodinámicos varíe positivamente o negativamente desde el valor de diseño y de esta manera reducir la eficiencia aerodinámica del flujo.

Existen un cierto número de propuestas para reducir los flujos secundarios en los pasajes estructurales: de una turbomáquina, pero con resultados limitados. En un reciente trabajo " (Schnaus et al (1997) , "Experimental and Numerical Investigation of the Influence of Endwall Inclination and Contouring on the Flow Field in a Highly Loaded Turbine Cascade" ISABE 97-7117, y Dunen et al (1998) , "Controlling the Secondar y Flow in a Turbine Cascade 3D Airfoil Design and Endwall Contouring" ASME 98-GT-72) , un perfil axisimétrico fue aplicado a la pared extrema inclinada de una aleta de rotor en cascada lineal que, a menos que el trabajo previo no cambie la relación de área de pasaje de entrada a salida. Este perfilado dio lugar a una pequeña reducción en las desviaciones del ángulo de flujo de salida sin cambios en la pérdida. Cuando se combinó con el componente que se inclina y se engrosa del plano aerodinámico cerca de la pared extrema, había una reducción significativa en la pérdida secundaria que aunque equilibrada por las elevadas pérdidas de perfil, todavía proporciona una significativa reducción de las desviaciones del ángulo de salida.

Se ha intentado también el perfilado de pared extrema no axisimétrico. Atkins (1987) , Secondar y Losses and Endwall profiling in a Turbine Cascade" I Mech. E C255/87, páginas 29-42, describe dos perfiles de área extrema no axisimétricos, ambos elevados en un lado, en la superficie de presión de aleta o la superficie de succión efectivamente pero reduciendo a un contorno sin perfil en la superficie de aleta opuesta, con la intención de reducir la presión máxima o mínima en la superficie de la aleta pertinente. Ambos perfiles dieron lugar a un incremento total en las pérdidas debido a los efectos adversos en el flujo cerca de la pared extrema perfilada que causan la separación y el fuerte retorcimiento de la estela de la aleta. Morris et al (1975) "Secondar y Loss Measurements in a Cascade of Turbine Blades with Meridional Wall Profiling" ASME 75-WA/GT30 describe los ensayos comparativos de los perfiles axisimétricos y no axisimétricos. En el caso de no axisimétricos, los contornos fueron normales a la línea de corriente del pasaje medio que se sitúa a medio camino entre las líneas de curvatura de las dos aletas que limitan cada pasaje de aleta, por lo que se eleva la altura de pasaje sobre toda la anchura pero con diferentes perfiles a lo largo de la cuerda. Aunque se obtuvo una mejor reducción de pérdidas en la pared no perfilada en el caso no axisimétrico, esta ventaja se anuló por los efectos adversos cerca del de la pared perfilada y el muy fuerte retorcimiento de la estela de la aleta.

El documento FR-A-1 442 526 expone una disposición de perfilado de pared extrema en la que parte de la pared extrema entre los miembros de plano aerodinámico adyacentes y adyacentes a la superficie de succión de miembro de plano aerodinámicos está configurada de manera que se curva progresivamente hacia abajo desde la entrada del pasaje limitado por los miembros de plano aerodinámicos adyacentes y se levanta hasta la salida de ese pasaje. La parte de la pared extrema adyacente a la superficie de presión de miembro de plano aerodinámico se curva correspondientemente hacia arriba. La disposición está dirigida a la reducción de filas secundarias entre los miembros de plano aerodinámicos adyacentes. Sin embargo, con tal disposición, puede ser difícil asegurar que hay variación suave en la curvatura de la pared extrema en una dirección de la corriente. Esto puede dar lugar a cambios en la distribución de la presión estática y a su vez a deceleraciones repentinas del flujo indeseables. Los documentos US 3529631 y US 4778 338 exponen soluciones alternativas conocidas en el estado de la técnica.

De acuerdo con la presente invención, una fila circunferencial de miembros de plano aerodinámico que se extienden generalmente radialmente en localización, en uso, en un conducto anular de una turbomáquina para el flujo... [Seguir leyendo]

1. Una fila circunferencial (24) de miembros de plano aerodinámico que se extienden generalmente de forma radial (30) para la posición, en uso, en un conducto anular de una turbomáquina (10) para el flujo de un fluido comprensible a través de pasajes sectoriales (36) limitados por respectivas superficies de presión y succión (35, 34) de miembros de plano aerodinámico (30) , comprendiendo dicha fila (24) al menos una pared extrema radial (33) en cada uno de dichos pasajes entre dichas superficies (35, 34) , cuya pared extrema (33) tiene una sección transversal no axisimétrica formada por una región perfilada convexa (41) inmediatamente adyacente a la cara de presión de plano aerodinámico (35) y una región perfilada cóncava (40) inmediatamente adyacente a la cara de succión (34) del miembro de plano aerodinámica, extendiéndose dichas regiones (40, 41) sobre al menos la parte principal de la cuerda de los respectivos miembros de plano aerodinámico (30) , en sección transversal, teniendo dicha pared extrema (33) un perfil en sección transversal ondulado (45) que en cualquier estación axial, es circunferencialmente periódico en fase con la pendiente de dichos miembros de plano aerodinámico (30) , por lo que se reduce el gradiente de presión en el flujo sobre dichas paredes extremas (33) en una dirección transversal al pasaje (36) , caracterizada porque dichas regiones convexa y cóncavas (40, 41) de la pared extrema (33) tienen una extensión radial máxima en la mitad delantera de la longitud de la cuerda de las aletas (29) .

2. Una fila de miembros de plano aerodinámico como se ha reivindicado en la reivindicación 1, caracterizada porque dichas regiones convexa y cóncava (41, 40) son complementarias entre sí de manera que el incremento en el área transversal de dichos pasajes sectoriales (36) dado por las regiones cóncavas (40) es esencialmente equilibrado por la disminución en área de sección transversal dada por dichas regiones convexas (41) .

3. Una fila de miembros de plano aerodinámico como se ha reivindicado en la reivindicación 2, en la que dicha región cóncava (40) adyacente a la superficie de succión (34) de dicho miembro de plano aerodinámico (30) proporciona un ángulo obtuso en la junta de dicha pared extrema (33) sobre al menos parte de la región cóncava (40) .

4. Una fila de miembros de plano aerodinámico de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizad porque dicha pared extrema (33) tiene una sección transversal axisimétrica en el borde delantero de dicha pared extrema (33) .

5. Una fila de miembros de plano aerodinámico de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada porque dicha pared extrema (33) tiene una superficie axisimétrica aguas abajo de dichas regiones convexa y cóncava (40, 41) .

6. Una fila de miembros de plano aerodinámico de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizada porque dicha pared extrema perfilada (33) está formada por superficies de plataformas (31) que son integrales con los miembros de la fila (24) .

7. Una fila de miembros de plano aerodinámico de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizada porque los miembros (30) sobresalen del cubo giratorio de la turbina y están provistos de una cubrición (58) que puede girar con los miembros (30) y que forma una pared extrema exterior (59) de dichos pasajes

(36) en al menos dicho extremo exterior (59) estando la pared provista de dichas regiones perfiladas (60, 61) .

8. Una fila de miembros de plano aerodinámico de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizada porque los miembros (30) son vanos de estator y los pasajes sectoriales (36) están limitados por paredes extremas exteriores en interiores radialmente (33, 59) , ambas de las cuales están provistas de dichas regiones perfiladas convexas.

9. Una fila de miembros de plano aerodinámico de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6 u 8, caracterizada porque los miembros (30) son vanos de estator y dichas regiones perfiladas se extiende más allá de los bordes delanteros y de cola de los miembros (30) .

10. Un miembro de plano aerodinámico de una fila de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque dicho miembro (30) está provisto de una parte integral que se extiende transversalmente a dichas superficies de presión y succión (34, 35) al menos en un extremo radial del miembro (30) para formar al menos una parte del perfilado de dicha pared extrema radial (33) .