ES2925599T3 - Cascada de álabes para una turbomáquina y método de fabricación asociado - Google Patents

Cascada de álabes para una turbomáquina y método de fabricación asociado Download PDF

Info

Publication number
ES2925599T3
ES2925599T3 ES13162835T ES13162835T ES2925599T3 ES 2925599 T3 ES2925599 T3 ES 2925599T3 ES 13162835 T ES13162835 T ES 13162835T ES 13162835 T ES13162835 T ES 13162835T ES 2925599 T3 ES2925599 T3 ES 2925599T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
blade
blades
cascade
contour
side wall
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES13162835T
Other languages
English (en)
Inventor
Carsten Zscherp
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines AG filed Critical MTU Aero Engines AG
Application granted granted Critical
Publication of ES2925599T3 publication Critical patent/ES2925599T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/10—Anti- vibration means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
    • B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/666—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps by means of rotor construction or layout, e.g. unequal distribution of blades or vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/184—Two-dimensional patterned sinusoidal
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F05D2260/961—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by mistuning rotor blades or stator vanes with irregular interblade spacing, airfoil shape
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49337—Composite blade

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

La presente invención se refiere a una cascada de álabes para una turbomáquina, en particular una turbina de gas, con una pluralidad de grupos de álabes idénticos dispuestos uno al lado del otro, cada uno de los cuales tiene un primer álabe individual (10) con una hoja de álabe (12) con un perfil de pala y una primera pared lateral (11), y uno de estos tiene diferentes segundas palas individuales (20) con una hoja de pala (22) con un perfil de pala y una segunda pared lateral (21), la primera y segunda paredes laterales (11, 21) que tienen diferentes contornos. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN
Cascada de álabes para una turbomáquina y método de fabricación asociado
La presente invención se refiere a una cascada de álabes para una turbomáquina, en particular una turbina de gas, en concreto un motor de aeronave, que tiene una etapa de compresor y/o turbina con dicha cascada de álabes de guía y/o de rotor, y a un método de fabricación de dicha cascada de álabes.
En la práctica interna, se sabe que los diferentes tipos de álabes individuales se disponen alternativamente en una cascada o fila de álabes en la dirección circunferencial. De este modo, se pueden variar las frecuencias naturales de los álabes individuales vecinos y reducir los fenómenos de vibración no deseados, especialmente las alteraciones aeroelásticas: la cascada de los álabes se «desintoniza» deliberadamente. Por ejemplo, en lugar de n álabes individuales idénticos, pueden disponerse m = n/2 grupos de álabes idénticos (pares de álabes) con dos álabes individuales diferentes cada uno A, B, o m = n/3 grupos de álabes idénticos (tríos de álabes) con tres álabes individuales diferentes cada uno A, B, C, de modo que la cascada de álabes tenga grupos de álabes idénticos con álabes diferentes en la dirección circunferencial: (A, B), (A, B), (A, B)... o (A, B, C), (A, B, C), (A, B, C)....
También se conoce la práctica interna de contornear las paredes laterales de los álabes, en particular para mejorar la eficiencia de la cascada de los álabes.
Un contorno igual de las paredes laterales de los diferentes tipos de álabes individuales de una cascada de álabes desintonizada da lugar a un contorno de las paredes laterales que es periódico con el paso de los álabes, es decir, la distancia entre los álabes individuales adyacentes en la dirección circunferencial es de carácter periódico.
En el documento US 7244 101 B2 se conoce un álabe de rotor de motor de turbina de gas que comprende un perfil aerodinámico, una plataforma, un vástago y una cola de milano unidos integralmente, en la que se extiende un orificio de salida de polvo a través de la plataforma en las proximidades de un saliente que une la plataforma y el vástago para descargar el polvo de la misma durante el funcionamiento.
Es objeto de la presente invención proporcionar una turbomáquina mejorada con álabes individuales.
Este objeto se resuelve con una cascada de álabes con las características de la reivindicación 1. La reivindicación 9 proporciona protección para una turbina de gas con una cascada de álabes de este tipo
y la reivindicación 10 proporciona un método de fabricación de dicha cascada de álabes. Las cláusulas secundarias se refieren a desarrollos posteriores ventajosos.
Una cascada de álabes según un aspecto de la presente invención comprende una pluralidad de grupos de álabes idénticos dispuestos circunferencialmente uno al lado del otro. Los álabes pueden ser, en particular, álabes guía o álabes de rotor, en un desarrollo posterior álabes guía o álabes de rotor de una turbina de gas, en particular de una etapa de compresor o de turbina, preferentemente de una etapa de turbina de baja presión.
Los grupos de álabes tienen cada uno un primer álabe individual con un perfil de álabe y una primera pared lateral y un segundo álabe individual diferente de este con un perfil de álabe y una segunda pared lateral. De este modo, la cascada de los álabes puede «desintonizarse» deliberadamente en una modalidad.
En una modalidad, cada grupo de álabes comprende un primer álabe individual A y un segundo álabe individual B (A t B) diferentes del mismo, de modo que la cascada de álabes con los mismos grupos de álabes (A, B) tiene la configuración (A, B), (A, B), (A, B).... En otra modalidad, cada grupo de álabes comprende un primer álabe individual A, un segundo álabe individual B (A t B) diferente del mismo y un tercer álabe individual C, de modo que la cascada de álabes con los mismos grupos de álabes (A, B, C) tiene la configuración (A, B, C), (A, B, C), (A, B, C).... El tercer álabe individual C y el primera o segundo álabe individual A o B pueden ser iguales (A = C t B o A t C = B). Del mismo modo, el tercer álabe individual C puede ser diferente del primer y del segundo álabe individual A y B respectivamente (A t C t B). En otra modalidad, cada grupo de álabes consiste en cuatro o más álabes individuales, de los cuales al menos dos, en particular todos los álabes individuales, son diferentes.
Los diferentes álabes individuales de un grupo de álabes en el sentido de la presente invención pueden, en particular, tener diferentes perfiles de álabe, masas, rigideces, distribuciones de masa y/o distribuciones de rigidez, en particular para variar o «desintonizar» sus frecuencias naturales y/o alteraciones aerodinámicas entre sí. En particular, dos grupos de álabes son idénticos en el sentido de la presente invención si los dos grupos de álabes tienen la misma disposición de álabes individuales A, B.... es decir, si tienen los mismos álabes individuales en el mismo lugar. En particular, un álabe individual en el sentido de la presente invención puede fijarse individualmente, radialmente en el interior y/o en el exterior, a una carcasa o a un rotor y/o de forma sustituible o permanente, en particular mediante un bloqueo positivo y/o por fricción, preferentemente mediante una junta de cola de milano o mediante un bloqueo de material, preferentemente mediante soldadura o adhesión.
Una pared lateral es una superficie interior de una plataforma de álabes o de la base de los álabes orientada hacia el canal de flujo del fluido de trabajo o una superficie radialmente exterior de una cubierta de álabes orientada hacia el canal de flujo del fluido de trabajo.
Según un aspecto de la presente invención, se propone que las paredes laterales primera y segunda tengan contornos diferentes. Según este aspecto, se propone así un contorno de pared lateral que es aperiódico o no (simplemente) periódico con el paso de los álabes y al mismo tiempo (simplemente) periódico con los grupos de álabes, es decir, se repite con los grupos de álabes.
De este modo, se puede optimizar la eficiencia de la cascada de álabes en una sola modalidad.
Se entiende por contorno en el sentido de la presente invención el recorrido de una extensión radial r a lo largo de una coordenada de dirección circunferencial u en al menos una posición axial x0 y/o a lo largo de una coordenada axial x en al menos una posición circunferencial u0, es decir, r(u, x0), r(x, u0) o r(u, x), donde la coordenada de dirección circunferencial u en cada caso comienza en una cara extrema circunferencial de un grupo de álabes.
Se entiende que diferentes contornos en el sentido de la presente invención son cursos correspondientemente diferentes de la extensión radial: rA(u, x0) t rB(u, x0), rA(x, u0) t rB(x, u0) o bien rA(u, x) t rB(u, x), donde rA, rB denotan el contorno de una pared lateral de un solo álabe A o B. Puede estar presente un contorno diferente de las paredes laterales de dos álabes individuales diferentes, en particular en una o más secciones transversales perpendiculares al eje de rotación de la turbomáquina y/o en una o más secciones meridianas.
El contorno de la segunda pared lateral se desvía en al menos una posición circunferencial en la dirección radial en al menos un 1 %, en particular en al menos un 2 %, preferiblemente en al menos un 2,5 % de una altura de álabe de la cascada de álabes y/o en al menos 0,1 mm, en particular en al menos 1 mm, preferiblemente en al menos 2 mm, del contorno de la primera pared lateral con álabes individuales adyacentes en una posición desplazada por un paso de álabe en la dirección circunferencial.
En un desarrollo adicional, el contorno de la segunda pared lateral entre una primera y una segunda posición circunferencial, que por el contrario está desplazado en particular en al menos un l0 %, preferentemente en al menos un 25 % de la longitud de la pared lateral en la dirección circunferencial, se desvía en al menos un 1 %, en particular en al menos un 2 %, preferentemente en al menos un 2,5 % de la altura de un álabe de la cascada de álabes y/o al menos 0,1 mm, en particular al menos 1 mm, preferentemente al menos 2 mm del contorno de una primera pared lateral entre las posiciones circunferenciales correspondientes, en particular en el caso de los álabes individuales adyacentes en posiciones desplazadas en la dirección circunferencial por un paso de álabe. En particular, el contorno de una pared lateral en una sección transversal en al menos el 10 %, en particular en al menos el 25 % del paso de álabe puede desviarse así de la región correspondiente de la pared lateral adyacente desplazada por un paso de álabe en la dirección radial en al menos el 1 %, en particular en al menos el 2 %, preferentemente en al menos el 2,5 % de una altura de álabe de la cascada de álabes y/o en al menos 0,1 mm, en particular en al menos 1 mm, preferentemente en al menos 2 mm.
En una modalidad de la presente invención, un contorno de un borde exterior de una pared lateral de uno de los dos álabes exteriores del grupo corresponde, al menos sustancialmente, al contorno de un borde exterior de una pared lateral del otro de los dos álabes exteriores del grupo. De este modo, en una modalidad en particular se pueden reducir los saltos radiales entre las paredes laterales de los grupos de álabes adyacentes, en particular se pueden evitar.
Además o alternativamente, en una modalidad, un contorno de un borde exterior de una pared lateral de un álabe individual de cada grupo de hojas, en particular el primero, puede corresponder, al menos sustancialmente, al contorno de un borde exterior adyacente de una pared lateral de un álabe individual adyacente, en particular el segundo, de cada grupo de álabes. De este modo, en una modalidad, se pueden reducir, en particular, los saltos radiales entre las paredes laterales de los álabes individuales adyacentes de un grupo de álabes, en particular, se pueden evitar.
En una modalidad, las paredes laterales de los álabes individuales adyacentes pueden fusionarse, al menos sustancialmente, entre los grupos de álabes y/o dentro de los grupos de álabes.
En una modalidad, las áreas intermedias entre los bordes exteriores de la primera y la segunda pared lateral pueden tener un contorno diferente. Por ejemplo, una de las dos paredes laterales puede tener una o más hendiduras radiales y/o engrosamientos, mientras que la otra de las dos paredes laterales no tiene ninguna hendidura o engrosamiento radial, mayor o menor, en el lugar correspondiente.
Como se ha indicado anteriormente, cada grupo de álabes puede tener más de dos álabes individuales, es decir, además del primer y el segundo álabe individual diferentes, cada uno puede tener uno o más álabes individuales adicionales con un perfil de álabe y una pared lateral, donde un álabe individual adicional y el primer o el segundo álabe individual pueden ser cado uno igual o diferente, en particular pueden tener perfiles de álabe, masas, rigideces, distribuciones de masa y/o distribuciones de rigidez diferentes.
La pared lateral de uno o más álabes individuales puede tener un contorno diferente al de la primera y/o la segunda pared lateral. De forma adicional o alternativa, la pared lateral de uno o más álabes individuales adicionales puede tener el contorno de la primera o segunda pared lateral.
Otras características y ventajas resultan de las cláusulas secundarias y de los ejemplos de modalidad. Para ello se muestra, de forma parcialmente esquematizada:
En la Figura 1: una parte de una cascada de álabes de rotor de un motor de turbina de gas según la práctica interna en una vista en planta en dirección axial;
En la Figura 2: una parte de una cascada de álabes de rotor de turbina de gas según una modalidad de la presente invención mostrada en la Figura 1;
En la Figura 3: una parte de una cascada de álabes de rotor de turbina de gas según otra modalidad de la presente invención mostrada en las Figura 1, 2; y
En la Figura 4: una vista en perspectiva de una parte de la cascada de álabes de rotor de un motor aeronáutico de turbina de gas según otra modalidad de la presente invención.
La Figura 1 muestra una parte de una cascada de álabes de rotor de un motor de turbina de gas según la práctica interna en una vista en planta en dirección axial. La cascada de álabes de rotor tiene varios conjuntos de álabes idénticos dispuestos uno al lado del otro, cada uno de los cuales comprende un primer álabe individual 10' que tiene una primera pared lateral radialmente interior para definir un canal de flujo de fluido de trabajo en forma de plataforma de álabes 11', una hoja de álabe 12' con un perfil de álabe y una base de álabe en cola de milano 13', y otro segundo álabe individual 20' con una segunda pared lateral en forma de plataforma de álabe 21', una hoja de álabe 22' con un perfil de álabe y una base de álabe en cola de milano 23'.
Los primeros y segundos álabes individuales 10', 20' difieren en particular en sus perfiles de álabe, como se indica en la Figura 1 por los diferentes bordes de entrada y de salida, con el fin de «desintonizar» la red de álabes. Varios grupos o pares de álabes idénticos (10', 20') se disponen uno al lado del otro en la dirección circunferencial (horizontalmente en la Figura 1), por lo que en la Figura 1 solo se muestra un grupo de álabes (10', 20') y un solo álabe 10' de un grupo de álabes adyacente. Esto corresponde al grupo de álabes (10', 20') mostrado, de modo que la cascada de álabes tiene la configuración (10', 20'), (10', 20'), (10', 20')....
La primera y la segunda pared lateral 11', 21' tienen los mismos contornos en la cascada de álabes de rotor de la Figura 1 según la práctica interna. Esto da lugar, en particular, a saltos radiales entre álabes individuales adyacentes 10', 20'.
La Figura 2 muestra una porción de una cascada de álabes de rotor de motor de turbina de gas según una modalidad de la presente invención mostrada en la Figura 1. Las características correspondientes se indican con los mismos signos de referencia, por lo que las características de la práctica interna en la Figura 1 se indican con un apóstrofe ('). Por lo tanto, a continuación solo se comentarán las diferencias con la modalidad de la Figura 1 y se hará referencia a la descripción de esta última.
La cascada de álabes de rotor de la Figura 2 según una modalidad de la presente invención también tiene varios grupos o pares de álabes idénticos (10, 20), que a su vez tienen cada uno un primer álabe individual 10 y un segundo álabe individual 20 diferentes del mismo, los primeros y segundos álabes individuales 10, 20 se diferencian en particular por sus perfiles de álabe para «desintonizar» la cascada de álabes. Varios grupos o pares de álabes (10, 20) idénticos están dispuestos uno al lado del otro en la dirección circunferencial, por lo que en la Figura 2 también se muestra solo un grupo de álabes (10, 20) y un primer álabe individual 10 de un grupo de álabes adyacente. La cascada de los álabes tiene así la configuración (10, 20), (10, 20), (10, 20).... con grupos de álabes idénticos (10, 20) con los primeros álabes individuales diferentes 10, 20.
La primera y la segunda pared lateral 11,21 tienen contornos diferentes en la cascada de álabes de rotor de la Figura 2 según una modalidad de la presente invención. Se puede observar que las primeras paredes laterales 11 tienen un contorno en la dirección circunferencial que es esencialmente convexo con respecto al canal de flujo, mientras que las segundas paredes laterales 21 tienen un contorno que es cóncavo con respecto al canal de flujo, de modo que la cascada de álabes de la Figura 2, a diferencia de la de la Figura 1, no tiene una pared lateral radialmente interior que sea periódica con el paso de los álabes. Sin embargo, la pared lateral radial de la cascada de álabes de la Figura 2 es periódica con los grupos de álabes, es decir, se repite con cada uno de los grupos de álabes sucesivos o adyacentes (10, 20).
El contorno de la pared lateral 11 de los primeros álabes individuales se desvía del contorno de la pared lateral 21 de los segundos álabes individuales adyacentes en una posición circunferencial correspondiente en la dirección radial, excepto en los bordes exteriores en todas las posiciones circunferenciales.
Al observar conjuntamente el segundo álabe individual 20 y el primer álabe individual 10 de la derecha en la Figura 2, se puede ver que el contorno del borde exterior derecho de la pared lateral 21 de la cuchilla 20 en el exterior del grupo en la Figura 2 corresponde al contorno del borde exterior izquierdo de la pared lateral 11 del otro álabe 10 en el exterior del grupo en la Figura 2.
Si se observan conjuntamente el segundo álabe individual 20 y el primer álabe individual 10 de la izquierda en la Figura 2, puede verse que el contorno del borde exterior derecho de la pared lateral 11 del primer álabe individual 10 de un grupo de álabes (10, 20) en la Figura 2 se corresponde con el contorno del borde exterior izquierdo adyacente de la pared lateral 21 del segundo álabe individual 20 adyacente de este grupo de álabes (10, 20) en la Figura 2.
De esta manera, se evitan los desplazamientos radiales dentro de los grupos de álabes (10, 20) y entre los grupos de álabes (10, 20), (10, 20).
La Figura 3 muestra una parte de la cascada de álabes de rotor de un motor de avión de turbina de gas según otra modalidad de la presente invención mostrada en las Figuras 1, 2. Las características correspondientes se indican con los mismos signos de referencia, de modo que a continuación solo se tratan las diferencias con la modalidad de las Figuras 1, 2 y se hace referencia a su descripción.
En la modalidad de la Figura 3, los grupos de álabes tienen cada uno un tercer álabe individual 30 con un álabe 32 que tiene un perfil de álabe y una pared lateral 31.
Los primeros, segundos y terceros álabes individuales 10, 20, 30 difieren en particular en sus perfiles de álabe para «desintonizar» la red de álabes. Varios grupos o tríos de álabes idénticos (10, 20, 30) están dispuestos uno al lado del otro en la dirección circunferencial, por lo que en la Figura 3 solo se muestra un grupo de álabes (10, 20, 30). La cascada de álabes tiene así la configuración (10, 20, 30), (10, 20, 30), (10, 20, 30)... con grupos de álabes idénticos (10, 20, 30) con el primer, el segundo y el tercer álabe individual diferentes 10, 20 y 30 respectivamente.
Las terceras paredes laterales 31 tienen un contorno diferente al de la primera pared lateral 11 y al de la segunda pared lateral 21. Se puede observar que las primeras paredes laterales 11 tienen un contorno en la dirección circunferencial que es esencialmente convexo con respecto al canal de flujo, las segundas paredes laterales 21 tienen un contorno que es cóncavo con respecto al canal de flujo, y las terceras paredes laterales 31 tienen un contorno en la dirección circunferencial que es esencialmente convexo con respecto al canal de flujo y es opuesto o simétrico al de las primeras paredes laterales 11, de modo que la cascada de álabes de la Figura 3 tampoco tiene una pared lateral radialmente interior que sea periódica con el paso de álabes. La pared lateral radial de la cascada de álabes de la Figura 3 también es periódica con los grupos de álabes, es decir, se repite con cada uno de los grupos de álabes sucesivos o adyacentes (10, 20, 30).
El contorno de la pared lateral 11 de los primeros álabes individuales se desvía del contorno de la pared lateral 21 de los segundos álabes individuales adyacentes en una posición circunferencial correspondiente en la dirección radial, excepto en los bordes exteriores en todas las posiciones circunferenciales. Del mismo modo, el contorno de la pared lateral 31 del tercer álabe individual se desvía del contorno de la pared lateral 21 del segundo álabe individual adyacente en una posición circunferencial correspondiente en la dirección radial, excepto en los bordes exteriores en todas las posiciones circunferenciales. Además, el contorno de la pared lateral 31 de los terceros álabes individuales se desvía del contorno de la pared lateral 11 de los primeros álabes individuales en una posición circunferencial correspondiente en la dirección radial en todas las posiciones circunferenciales excepto en un centro de álabe.
Se puede observar que el contorno del borde exterior derecho de la pared lateral 31 del álabe exterior 30 en la Figura 3 corresponde al contorno del borde exterior izquierdo de la pared lateral 11 del otro álabe exterior 10 en la Figura 3.
Al observar conjuntamente el segundo álabe individual 20 del primer álabe individual 10 y el tercer álabe individual 30, se puede ver también que el contorno del borde exterior derecho de la pared lateral 11 del primer álabe individual 10 en la Figura 2 se corresponde con el contorno del borde exterior izquierdo adyacente de la pared lateral 21 del segundo álabe individual 20 adyacente en la Figura 2 de este grupo de álabes, y que el contorno del borde exterior izquierdo de la pared lateral 31 del tercer álabe individual 30 en la Figura 2 corresponde al contorno del borde exterior derecho adyacente de la pared lateral 21 del segundo álabe individual adyacente 20 de este grupo de álabes en la Figura 2.
De este modo, se vuelven a evitar los desplazamientos radiales dentro de los grupos de álabes (10, 20, 30) y entre los grupos de álabes (10, 20, 30), (10, 20, 30).
La Figura 4 muestra una vista en perspectiva de una parte de la cascada de álabes de rotor de un motor aeronáutico de turbina de gas según otra modalidad de la presente invención. Las características correspondientes se indican con los mismos signos de referencia, por lo que a continuación solo se comentan las diferencias con la modalidad de las Figura 1 a 3 y se hace referencia a su descripción.
Mientras que en las Figuras 1 a 3 el contorno varía solo en la dirección circunferencial y de forma sencilla con fines explicativos, la modalidad de la Figura 4 también tiene un contorno diferente en la dirección axial de las paredes laterales 11,21 de los primeros y los segundos álabes individuales 10, 20, que son diferentes. Así, se vuelven a evitar los desplazamientos radiales dentro de los grupos de álabes (10, 20) y entre los grupos de álabes (10, 20), (10, 20).
Lista de referencia de los dibujos
10(') primer álabe individual
11('), 21('), 31 plataforma de álabes (pared lateral)
12('), 22('), 32 hoja de álabe
13('), 23('), 33 base de álabe
20(') segundo álabe individual
30 tercer álabe individual

Claims (10)

  1. REIVINDICACIONES
    i. Cascada de álabes para una turbomáquina, en particular para una turbina de gas, que varios grupos de álabes idénticos que se disponen uno al lado del otro en la dirección circunferencial y que cada uno tiene un primer álabe individual (10) con
    una hoja de álabe (12) con un perfil de álabe y
    una primera pared lateral (11), y
    un segundo álabe adyacente diferente del primer álabe (20) con
    una hoja de álabe (22) con un perfil de álabe y
    una segunda pared lateral, (21)
    donde una pared lateral es una superficie interior de una plataforma de álabes orientada hacia el canal de flujo del fluido de trabajo o una superficie radialmente exterior de una cubierta de álabes orientada hacia el canal de flujo del fluido de trabajo, caracterizada porque
    las primeras y segundas paredes laterales (11, 21) tienen contornos diferentes, se entiende por contorno el recorrido de una extensión radial a lo largo de una coordenada de dirección circunferencial en al menos una posición axial y/o a lo largo de una coordenada axial en al menos una posición circunferencial, en donde la coordenada de dirección circunferencial comienza en cada caso en una cara extrema circunferencial de un grupo de álabes, y en donde los diferentes contornos se entienden como diferentes cursos de la extensión radial, de modo que el contorno de la segunda pared lateral en al menos una posición circunferencial se desvía en la dirección radial en al menos el 1 % de una altura de la cascada de álabes y/o en al menos 0,1 mm del contorno de la primera pared lateral en una posición desplazada en la dirección circunferencial por un paso de álabes.
  2. 2. Cascada de álabes de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizada porque los grupos de álabes comprenden cada uno al menos otro álabe individual (30) que tiene una hoja de álabe (32) con un perfil de álabe y una pared lateral (31) que tiene un contorno diferente de la primera y/o segunda pared lateral (11, 21).
  3. 3. Cascada de álabes de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque los grupos de álabes comprenden cada uno al menos otro álabe individual que tiene una hoja de álabe con un perfil de álabe y una pared lateral que tiene el contorno de la primera o segunda pared lateral.
  4. 4. Cascada de álabes de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque un contorno de un borde exterior de una pared lateral (11, 21; 11, 31) de uno de los dos álabes exteriores del grupo (10, 20; 10, 30) corresponde, al menos sustancialmente, al contorno de un borde exterior de una pared lateral (21, 11; 31, 11) del otro de los dos álabes exteriores del grupo.
  5. 5. Cascada de álabes de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque un contorno de un borde exterior de una pared lateral (11; 31) de un álabe individual de un grupo de álabes (10; 31), en particular el primero, se corresponde, al menos sustancialmente, con el contorno de un borde exterior adyacente de una pared lateral (21) de un álabe individual (20) de este grupo de álabes, en particular, el segundo álabe.
  6. 6. Cascada de álabes de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque dos álabes individuales (10, 20; 10, 20, 30) de un grupo de álabes que son diferentes entre sí tienen perfiles de álabe, masas, rigideces, distribuciones de masa y/o distribuciones de rigidez diferentes.
  7. 7. Cascada de álabes de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque las paredes laterales (11, 21; 11, 21, 31) comprenden paredes laterales radiales interiores y/o exteriores para definir un canal de flujo del fluido de trabajo.
  8. 8. Cascada de álabes de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque un contorno de una pared lateral (21) de un álabe individual (20) de un grupo de álabes difiere en al menos una posición circunferencial de un contorno de una pared lateral (11, 31) de otro álabe, en particular adyacente, (10, 30) de este grupo de álabes en una posición circunferencial correspondiente en la dirección radial en al menos un 1 %, en particular difiere en al menos un 2 %, en particular al menos un 2,5 % de una altura de álabe de la cascada de álabes y/o al menos 0,1 mm , en particular al menos 1 mm, preferentemente al menos 2 mm.
  9. 9. Turbina de gas, en particular motor aeronáutico, con al menos una etapa de compresor y/o turbina con una cascada de álabes guía y/o álabes de rotor de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
  10. 10. Método de fabricación de una cascada de álabes de acuerdo con la reivindicación 1 o cualquiera de las reivindicaciones referidas a la misma.
ES13162835T 2013-04-09 2013-04-09 Cascada de álabes para una turbomáquina y método de fabricación asociado Active ES2925599T3 (es)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13162835.6A EP2789802B1 (de) 2013-04-09 2013-04-09 Schaufelgitter für eine Turbomaschine und zugehöriges Herstellungsverfahren

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2925599T3 true ES2925599T3 (es) 2022-10-18

Family

ID=48049872

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES13162835T Active ES2925599T3 (es) 2013-04-09 2013-04-09 Cascada de álabes para una turbomáquina y método de fabricación asociado

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10190416B2 (es)
EP (1) EP2789802B1 (es)
ES (1) ES2925599T3 (es)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3064706A1 (de) * 2015-03-04 2016-09-07 Siemens Aktiengesellschaft Leitschaufelreihe für eine axial durchströmte Strömungsmaschine
FR3034820B1 (fr) * 2015-04-13 2019-07-12 Safran Aircraft Engines Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
US10436068B2 (en) 2016-02-12 2019-10-08 General Electric Company Flowpath contouring
GB201702698D0 (en) 2017-02-20 2017-04-05 Rolls Royce Plc Fan
US10731487B2 (en) * 2017-02-20 2020-08-04 General Electric Company Turbine components and methods of manufacturing
US10480333B2 (en) * 2017-05-30 2019-11-19 United Technologies Corporation Turbine blade including balanced mateface condition
KR20190046118A (ko) * 2017-10-25 2019-05-07 두산중공업 주식회사 터빈 블레이드
DE102019202387A1 (de) 2019-02-21 2020-08-27 MTU Aero Engines AG Schaufel für eine schnelllaufende Turbinenstufe mit einzelnem Dichtelement
DE102019202388A1 (de) 2019-02-21 2020-08-27 MTU Aero Engines AG Deckbandlose Schaufel für eine schnelllaufende Turbinenstufe
IT202000018631A1 (it) 2020-07-30 2022-01-30 Ge Avio Srl Pale di turbina comprendenti elementi di aero-freno e metodi per il loro uso.
FR3119642B1 (fr) * 2021-02-10 2024-03-01 Safran Aircraft Engines Rotor de turbomachine présentant un comportement vibratoire amélioré
DE102021109844A1 (de) 2021-04-19 2022-10-20 MTU Aero Engines AG Gasturbinen-Schaufelanordnung
FR3126236B1 (fr) * 2021-08-20 2026-04-24 Safran Pièce statorique d’une turbomachine comprenant une pale et une ailette définissant entre elles une surface décroissante d’amont en aval selon le sens d’écoulement des gaz.
US20250283410A1 (en) * 2024-03-05 2025-09-11 General Electric Company Airfoil rotor hub system having intentional frequency mistuning

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3146938A (en) * 1962-12-28 1964-09-01 Gen Electric Shrouding for compressor stator vanes
US3937592A (en) * 1973-05-30 1976-02-10 Gutehoffnungshutte Sterkrade Aktiengesellschaft Multi-stage axial flow compressor
JPS5254808A (en) * 1975-10-31 1977-05-04 Hitachi Ltd Blade arrangement device of fluid machine
JPS54151707A (en) * 1978-05-22 1979-11-29 Hitachi Ltd Turbine blade lattice structure
DE102005006414A1 (de) 2005-02-12 2006-08-24 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum Bearbeiten eines integral beschaufelten Rotors
US7244101B2 (en) * 2005-10-04 2007-07-17 General Electric Company Dust resistant platform blade
FR2928173B1 (fr) * 2008-02-28 2015-06-26 Snecma Aube avec plateforme 3d comportant un bulbe interaubes.
US8043063B2 (en) * 2009-03-26 2011-10-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Intentionally mistuned integrally bladed rotor
TW201122238A (en) * 2009-12-18 2011-07-01 Yen Sun Technology Corp Low-noise boost fan.
DE102010023703A1 (de) * 2010-06-14 2011-12-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbomaschine mit Geräuschreduzierung
ES2583756T3 (es) 2011-04-01 2016-09-22 MTU Aero Engines AG Disposición de álabes para una turbomáquina

Also Published As

Publication number Publication date
US20140301852A1 (en) 2014-10-09
US10190416B2 (en) 2019-01-29
EP2789802A1 (de) 2014-10-15
EP2789802B1 (de) 2022-07-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2925599T3 (es) Cascada de álabes para una turbomáquina y método de fabricación asociado
US10822957B2 (en) Fillet optimization for turbine airfoil
JP6219939B2 (ja) フラッタリング防止手段を備えたガスタービンのための翼列
US8043061B2 (en) Turbine bucket tip shroud edge profile
ES2551428T3 (es) Motor de turbina de gas para motor de avión
ES2698368T3 (es) Pala de turbina con cubierta de punta
BR112012007354A2 (pt) rotor de um compressor de turbomáquina, compressor de turbomáquina, e, turbomáquina
EP2343435A1 (en) Gas turbine engine components with improved film cooling
ES2897722T3 (es) Montaje de turbina para enfriamiento por impacto y método de montaje
US8152454B2 (en) Stator vane for a gas turbine engine
ES2535096T3 (es) Rejilla de álabe y turbomáquina
US10041353B2 (en) Blade cascade and turbomachine
US10119406B2 (en) Blade with stress-reducing bulbous projection at turn opening of coolant passages
US10301943B2 (en) Turbomachine rotor blade
ES2742377T3 (es) Rejilla de álabes y turbomáquina
ES2891562T3 (es) Turbomaquinaria y etapa de turbomaquinaria
ES2894281T3 (es) Turbomaquinaria y etapa de turbomaquinaria
US11859513B2 (en) Moving blade for a wheel of a turbine engine
WO2021060093A1 (ja) タービン翼
ES2270300T3 (es) Alabe de turbina refrigerado con perdidas reducidas del aire de refrigeracion.
ES2796526T3 (es) Sistema de paletas para un motor de avión
US10982566B2 (en) Turbine and gas turbine
ES2640263T3 (es) Conjunto de palas para una turbina
US20160298461A1 (en) Article of manufacture for turbomachine
CN109386309B (zh) 具有非均匀人字形销的发动机构件