ES2698368T3 - Pala de turbina con cubierta de punta - Google Patents

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Abstract

Una pala de turbina (10) que tiene una sección de cubierta exterior (1) en el extremo radialmente exterior de una sección de perfil aerodinámico (40) que se entrecruza con la sección de cubierta, en la que la sección de cubierta tiene al menos un nervio de refuerzo (30; 31, 32) que se extiende a lo largo de su cara exterior, caracterizada porque este nervio se extiende en la dirección del eje principal de inercia máximo de la sección de perfil aerodinámico superior o el eje de inercia principal máximo de la sección de cubierta exterior (1) o un promedio de ambos.

Description

DESCRIPCIÓN
Pala de turbina con cubierta de punta
La presente invención se refiere a diseños de cubierta de turbina, en particular para turbinas de baja presión de motores de turbina.
Es común incorporar una sección expandida en los extremos exteriores de las palas de turbina, en el que estos extremos expandidos se enclavan para formar un anillo o una cubierta, los cuales ayudan al soporte de las palas, al sellado y a la reducción de las vibraciones. Sin embargo, la propia cubierta añade un peso considerable.
Con el fin de reducir el peso de la cubierta, pueden introducirse huecos, tal como se muestra, por ejemplo, en el documento US 6491498 de Power Systems Mfg. Estos son efectivos en la reducción del peso, pero no tienen en cuenta suficientemente las cargas dinámicas.
Dicha una sección 1 de cubierta exterior se muestra en la Figura 1, como una vista superior en la dirección radial. La cubierta 1 exterior comprende dos aletas 2 y 3 de sellado que se extienden en la dirección circunferencial y que están dispuestas paralelas una a la otra, tal como se muestra en la parte superior y en la parte inferior de la Figura 1. Entre las dos aletas 2 y 3 en el lado izquierdo y derecho, hay dispuestas "muescas en forma de Z" 4 y 5, es decir, paredes de límite de enclavamiento con forma de Z, que tienen bordes 8, de manera que enmarcan el hueco 6 indicado anteriormente. Este hueco es eficaz en la reducción del peso, pero no tiene en cuenta suficientemente la carga dinámica. Por lo tanto, la cubierta exterior se doblará alrededor de un eje A de flexión. Además, un nervio 7 que se extiende sustancialmente en la dirección del eje A de flexión está dispuesto en el hueco 6. Dicho refuerzo no ayuda a evitar o a reducir la desventaja indicada anteriormente.
El documento JP 2005-207294 A describe una pala de turbina según el preámbulo de la reivindicación 1, en el que un nervio de conexión puede atravesar un campo de estrés elevado e incluye un ángulo entre 0° y 10° con un nervio de contacto.
El objeto de la invención es reducir la tendencia a la flexión de las cubiertas exteriores de las palas de la turbina.
De esta manera, según la invención, se proporciona una pala de turbina que tiene una sección de cubierta exterior en el extremo radialmente exterior de una sección de perfil aerodinámico que se entrecruza con la sección de cubierta, en la que la sección de cubierta tiene al menos un nervio de refuerzo que se extiende a lo largo de su cara exterior, en la que el nervio se extiende en la dirección del eje principal de inercia máximo de la sección de perfil aerodinámico más superior o del eje principal de inercia máximo de la sección de cubierta exterior o un promedio de ambos. La invención pretende reducir los niveles de estrés en la cubierta exterior (Outer Shroud, OS). Un uso más eficiente del refuerzo de la OS reduce la masa de la cubierta y, por consiguiente, el peso de la pala y las cargas mecánicas globales. El enfoque es particularmente adecuado para LPTs (Low Pressure Turbine, turbina de baja presión) de alta velocidad con cubiertas grandes (bajo coeficiente aerodinámico) donde dominan las cargas centrífugas, causando altas tensiones de flexión radial.
El nervio o los nervios transversales en la parte superior de la cubierta, más o menos perpendiculares al eje de flexión del perfil aerodinámico, aseguran una alta resistencia contra la flexión radial. Por lo tanto, se reducen las tensiones de flexión. Esta solución demuestra ser muy efectiva en el caso de un perfil de anillo exterior plano, donde la estructura es particularmente propensa a la flexión. De manera ventajosa, esta estructura reduce la carga mecánica y, por consiguiente, el peso.
Esta configuración proporciona el refuerzo máximo para una masa determinada. Puede haber dos o tres o más nervios separados uniformemente. La cubierta puede tener además una, o preferiblemente dos, aletas de sellado que se extienden circunferencialmente, también en la cara exterior de la cubierta, para sellar con una parte blanda, por ejemplo, una parte con forma de panal de abejas, la carcasa de la turbina. Entonces, los nervios pueden extenderse entre estas dos aletas o paredes de aleta, pero con una menor altura.
La Figura 1 muestra una vista en alzado de un detalle de una cubierta conocida en la dirección radial;
Las Figuras 2A y 2B muestran vistas en alzado y en perspectiva de un detalle de una cubierta según una realización de la invención;
Las Figuras 3A y 3B muestran vistas en alzado y en perspectiva de un detalle de una cubierta según otra realización de la invención;
La Figura 4 muestra una vista en perspectiva de un detalle de una cubierta con una configuración de hueso para perro; La Figura 5 muestra una sección a través de parte de una turbina típica, que muestra dos palas giratorias y una paleta.
Las observaciones de la deformación de las cubiertas exteriores de las LPTs llevaron a la conclusión de que las cubiertas planas son muy propensas a la flexión. Esto es válido especialmente para turbinas de alta velocidad, en las que fuerzas centrífugas muy grandes actúan sobre la estructura. La OS tiende a doblarse alrededor de un eje de flexión. Esto causa altos tensiones de compresión en la parte superior de la cubierta y, además, aumenta las tensiones de tracción en las muescas en z. Normalmente, la posición del eje de flexión corresponde al eje Imin de la cubierta o de la sección más superior de la superficie aerodinámica. El posicionamiento del nervio perpendicular a este eje de flexión debería proporcionar una rigidez de flexión óptima y debería disminuir el nivel de tensión de la OS.
La Figura 5 muestra una sección parcial a través de una turbina típica. Se muestran dos ruedas o rotores de palas, cada una con palas 10, fijadas mediante bases 15 a un cubo 13 respectivo. El cubo gira alrededor del eje de la turbina, hacia la parte inferior del dibujo, a medida que un gas en expansión que pasa a través de la carcasa 21 de la turbina actúa sobre las palas 10. Entre los dos conjuntos de palas hay un conjunto adicional de paletas 20 estacionarias, fijadas a la carcasa.
Extendiéndose alrededor de las puntas de cada conjunto de palas, hay una cubierta compuesta por secciones 1 individuales, formada integralmente con las puntas de las palas. Estas secciones de cubierta se muestran en las Figuras 1 y 4 para las disposiciones típicas, en una vista en planta y en una vista en perspectiva, tal como se ha explicado anteriormente. Tal como puede verse, cada sección 1 de cubierta se enclava con secciones circunferencialmente adyacentes a cada lado (no mostradas), por una pared 4 y 5 con forma de Z o con muescas, que tiene bordes 8, con el fin de formar una cubierta continua que se extiende alrededor de toda la circunferencia.
Extendiéndose también circunferencialmente, hay dos aletas 2 y 3 de sellado, que se acoplan en un panal 23 de abejas en la carcasa para formar un sello.
Debido a que las palas tienden a ser oblicuas con relación al flujo de aire y, además, giran a lo largo de su longitud, la línea de intersección de la pala con la cubierta es oblicua con relación al eje del rotor.
Para minimizar el peso, el espesor de la cubierta (en la dirección radial) debería ser tan pequeño como sea posible. Sin embargo, esto la hace más propensa a la flexión bajo carga dinámica alrededor del eje A de flexión. Tal como puede verse, los bordes 8 de la sección de la cubierta, adyacentes a las secciones siguientes, están reforzados con paredes 4 y 5 verticales, de manera que haya una área rebajada o ahuecada o un hueco 6 delimitado por estos bordes 8 y por las muescas 4 y 5 en forma de Z.
Con el fin de reforzar la sección de cubierta, se ha insertado un nervio 7 de refuerzo que se extiende sustancialmente a lo largo del eje A de flexión, tal como se muestra en la Figura 1.
El nervio 7' de refuerzo en la Figura 4 difiere del de la Figura 1 en que está ligeramente inclinado alejándose del eje A de flexión. También son visibles las aletas 2 y 3, entre las cuales se extienden los nervios 7 o 7'; los nervios tienen aproximadamente la mitad de la altura de las aletas (y la misma altura que las paredes 4, 5). Sin embargo, ni esta configuración ni la configuración de la Figura 1 previenen la flexión de la sección 1 de cubierta.
Según los resultados del análisis FEM, la configuración de "hueso para perro" no mejora significativamente la rigidez a la flexión de la SO. El nervio se coloca casi a lo largo del eje de flexión y tiene solo un pequeño impacto sobre las tensiones en la cubierta.
Las Figuras 2 y 3 muestran vistas en alzado y en perspectiva de un detalle de una sección de cubierta de dos realizaciones diferentes de la invención.
Las Figuras 2A y 2B muestran la misma configuración que en la Figura 1, pero se ha añadido un segundo nervio 30 de refuerzo a la sección 1 de cubierta. Este segundo nervio 30 de refuerzo se extiende a lo largo del eje principal de inercia máximo de la sección 40 de perfil aerodinámico superior, o de la sección de cubierta exterior, o un promedio de ambos.
La configuración con nervios cruzados ha probado ser mucho mejor en esta función. Sin embargo, se ha encontrado que solo uno de los nervios (el transversal) soporta la mayor parte de las tensiones de flexión, mientras que el segundo se comporta más como un "nervio de hueso para perro" clásico.
La configuración de nervios transversales demostró ser la mejor entre todas las variantes comprobadas. Esta configuración proporciona una importante rigidez a la flexión y reduce el nivel de estrés tanto en la cubierta como en las muescas 4 y 5 en forma de Z.
De hecho, el primer nervio 7 de refuerzo puede omitirse. En tal caso, el espesor del segundo nervio 30 debe adaptarse en consecuencia.
La segunda realización de la invención, que emplea este principio, se muestra en las Figuras 3A y 3B. La sección 1 de cubierta exterior mostrada comprende dos segundos nervios 31 y 32, paralelos entre sí, y que se extienden también a lo largo del eje principal de inercia máximo. El eje de inercia y el eje 1 de flexión pueden determinarse mediante un análisis de elementos finitos del perfil aerodinámico o de la sección de la cubierta exterior.
Además, el primer nervio 7 de refuerzo que se extiende a lo largo del eje A puede añadirse a esta configuración si se deriva. La distancia entre los dos segundos nervios 31 y 32 puede estar comprendida entre el 0 y el 60% de la longitud l de la cuerda del perfil de la pala o del perfil 40 aerodinámico mostrado como una línea discontinua en la Figura 3A.

Claims (7)

REIVINDICACIONES
1. Una pala de turbina (10) que tiene una sección de cubierta exterior (1) en el extremo radialmente exterior de una sección de perfil aerodinámico (40) que se entrecruza con la sección de cubierta, en la que la sección de cubierta tiene al menos un nervio de refuerzo (30; 31, 32) que se extiende a lo largo de su cara exterior, caracterizada porque este nervio se extiende en la dirección del eje principal de inercia máximo de la sección de perfil aerodinámico superior o el eje de inercia principal máximo de la sección de cubierta exterior (1) o un promedio de ambos.
2. Una pala de turbina según la reivindicación 1, en la que la sección de cubierta exterior (1) tiene al menos una aleta de sellado (2, 3) que se extiende en la dirección circunferencial.
3. Una pala de turbina según la reivindicación 2 y que tiene dos de dichas aletas (2, 3), en la que el nervio se extiende en el área entre las aletas.
4. Una pala de turbina según la reivindicación 3, en la que los huecos (6) están enmarcados, entre otros, por las dos aletas de sellado (2, 3) y el nervio o cada nervio.
5. Una pala de turbina según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que la sección de cubierta (1) tiene al menos dos nervios de refuerzo (31, 32) que se extienden paralelos entre sí.
6. Una pala de turbina según la reivindicación 5, en la que la distancia (d) entre los dos nervios (31, 32) está comprendida entre el 0 y el 60% de la longitud de la cuerda (f) del perfil de la sección de perfil aerodinámico (40) más superior.
7. Un rotor que incorpora palas de turbina según cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
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Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009030566A1 (de) * 2009-06-26 2010-12-30 Mtu Aero Engines Gmbh Deckbandsegment zur Anordnung an einer Schaufel
FR2985759B1 (fr) 2012-01-17 2014-03-07 Snecma Aube mobile de turbomachine
US9249667B2 (en) * 2012-03-15 2016-02-02 General Electric Company Turbomachine blade with improved stiffness to weight ratio
WO2014133938A1 (en) * 2013-02-26 2014-09-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane platform reinforcement
US9683446B2 (en) * 2013-03-07 2017-06-20 Rolls-Royce Energy Systems, Inc. Gas turbine engine shrouded blade
DE102013224199A1 (de) 2013-11-27 2015-05-28 MTU Aero Engines AG Gasturbinen-Laufschaufel
US9556741B2 (en) * 2014-02-13 2017-01-31 Pratt & Whitney Canada Corp Shrouded blade for a gas turbine engine
EP3034790B1 (en) * 2014-12-16 2020-06-24 Ansaldo Energia Switzerland AG Rotating blade for a gas turbine
ES2747958T3 (es) 2015-02-12 2020-03-12 MTU Aero Engines AG Alabe y turbomáquina
DE102016212770A1 (de) * 2016-07-13 2018-01-18 MTU Aero Engines AG Turbomaschineschaufel
US10648347B2 (en) * 2017-01-03 2020-05-12 General Electric Company Damping inserts and methods for shrouded turbine blades
US10400610B2 (en) * 2017-02-14 2019-09-03 General Electric Company Turbine blade having a tip shroud notch
US10526899B2 (en) 2017-02-14 2020-01-07 General Electric Company Turbine blade having a tip shroud
DE112018000960B4 (de) 2017-02-23 2024-07-18 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbinenlaufschaufel und gasturbine
DE102018201265A1 (de) 2018-01-29 2019-08-01 MTU Aero Engines AG Deckbandsegment zur Anordnung an einer Schaufel einer Strömungsmaschine und Schaufel
US11053804B2 (en) * 2019-05-08 2021-07-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud interlock
DE102019208703A1 (de) * 2019-06-14 2020-12-17 MTU Aero Engines AG Laufschaufel für eine strömungsmaschine
CN115324657A (zh) * 2022-10-12 2022-11-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 涡轮工作叶片叶冠冷却结构

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5847104A (ja) * 1981-09-11 1983-03-18 Agency Of Ind Science & Technol ガスタ−ビンのタ−ビン動翼
DE4015206C1 (es) * 1990-05-11 1991-10-17 Mtu Muenchen Gmbh
GB2290833B (en) * 1994-07-02 1998-08-05 Rolls Royce Plc Turbine blade
JPH10306702A (ja) * 1997-05-08 1998-11-17 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼
DE19904229A1 (de) * 1999-02-03 2000-08-10 Asea Brown Boveri Gekühlte Turbinenschaufel
US6491498B1 (en) 2001-10-04 2002-12-10 Power Systems Mfg, Llc. Turbine blade pocket shroud
GB0228443D0 (en) * 2002-12-06 2003-01-08 Rolls Royce Plc Blade cooling
DE10331599A1 (de) 2003-07-11 2005-02-03 Mtu Aero Engines Gmbh Bauteil für eine Gasturbine sowie Verfahren zur Herstellung desselben
US7001152B2 (en) * 2003-10-09 2006-02-21 Pratt & Wiley Canada Corp. Shrouded turbine blades with locally increased contact faces
JP4191621B2 (ja) * 2004-01-22 2008-12-03 三菱重工業株式会社 タービン動翼
US8322986B2 (en) * 2008-07-29 2012-12-04 General Electric Company Rotor blade and method of fabricating the same

Also Published As

Publication number Publication date
US9103218B2 (en) 2015-08-11
US20120003078A1 (en) 2012-01-05
EP2402559A1 (en) 2012-01-04
EP2402559B1 (en) 2018-11-07
PL2402559T3 (pl) 2019-04-30

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