ES2370307A1 - Estructura soporte de rodamiento para turbina. - Google Patents
Estructura soporte de rodamiento para turbina. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2370307A1 ES2370307A1 ES200803145A ES200803145A ES2370307A1 ES 2370307 A1 ES2370307 A1 ES 2370307A1 ES 200803145 A ES200803145 A ES 200803145A ES 200803145 A ES200803145 A ES 200803145A ES 2370307 A1 ES2370307 A1 ES 2370307A1
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- aerodynamic
- spans
- ring
- turbine
- support structure
- 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.)
- Granted
Links
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 10
- 239000012528 membrane Substances 0.000 claims description 36
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 19
- 238000004873 anchoring Methods 0.000 abstract 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000005226 mechanical processes and functions Effects 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013396 workstream Methods 0.000 description 1
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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
- F01D25/162—Bearing supports
-
- 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
- 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
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- 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
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/60—Assembly methods
- F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
- F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
-
- 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
- F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
- F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
-
- 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
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
Estructura de soporte de rodamiento para turbina, con anillo interior (1) y exterior (2) conectados radialmente por vanos estructurales (5) huecos y vanos aerodinámicos (6), dispuestos circunferencialmente entre ambos anillos (1, 2). Los vanos aerodinámicos (6) son más delgados y ligeros que los vanos estructurales (5), y el número de vanos estructurales (5) depende exclusivamente de las cargas a transmitir del rodamiento (3) alojado en la estructura a los puntos de amarre (7) del conjunto motor situados en el anillo exterior (2), y de la cantidad de fluidos de servicios que deben pasar entre el anillo interior (1) y el anillo exterior (2), mientras que el número de vanos aerodinámicos (6) y su sección depende exclusivamente de los requisitos aerodinámicos exigidos a la estructura de soporte para el enderezamiento de la corriente principal de la turbina. Así, los vanos estructurales (5) cumplen únicamente funciones estructurales y los aerodinámicos (6) únicamente funciones aerodinámicas.
Description
Estructura de soporte de rodamiento para
turbina.
La presente invención pertenece al campo técnico
de las turbinas, concretamente a los elementos y configuración de
las turbinas de gas, y más concretamente a los elementos
estructurales de soporte y de giro de las turbinas, y la
optimización de éstos para mejorar la aerodinámica del conjunto,
desacoplando la función meramente estructural de la
aerodinámica.
\vskip1.000000\baselineskip
Para el alojamiento de los rodamientos en
turbinas de gas, se utilizan estructuras radiales en los que se
alojan dichos rodamientos en su interior, y a su exterior se fija la
turbina. Estas estructuras están formadas por un anillo interior en
el cual se aloja el rodamiento, y un anillo exterior en el que se
encuentran los puntos de amarre de la turbina y los puntos de
fijación del conjunto motor que incluye a la turbina. En la
actualidad, el anillo interior y el anillo exterior de estas
estructuras radiales están unidos por un conjunto de álabes o vanos,
con una función aerodinámica para enderezar y dirigir la corriente
entrante de la forma más adecuada, una función estructural para
transmitir las cargas del rodamiento a los puntos de amarre de la
turbina dispuestos en el anillo exterior, y también para permitir el
paso de fluidos de servicios, tales como aceite o aire entre el
exterior e interior del flujo principal con un mínimo impacto
aerodinámico, por lo que algunos de los vanos deben ser huecos, para
permitir el paso de fluidos a través de su interior. Por tanto, el
número de vanos necesarios entre el anillo interior y el anillo
exterior viene determinado por el nivel de cargas a transmitir entre
el rodamiento y la turbina, la cantidad y variedad de fluidos de
servicio necesarios, y los requisitos aerodinámicos. Esta
configuración presenta una serie de desventajas derivadas del hecho
de que al depender la cantidad de vanos de tantos factores, y tan
diferentes, no se puede optimizar el número, forma y sección de
dicho vanos sin sacrificar alguno de los factores, por ejemplo, una
mejora en la función de soporte repercutirá en un empeoramiento de
las propiedades aerodinámicas, y viceversa. Es decir, si todos los
vanos son iguales no se podrán optimizar todas las funciones a la
vez, sino que alguna de ellas siempre quedará sacrificada por
otras.
Era por tanto deseable una estructura de soporte
que consiguiera un eficiente funcionamiento de la turbina, con una
optimización simultánea de todas las funciones de dicha estructura,
evitando los inconvenientes existentes en los anteriores sistemas
del estado de la técnica.
\vskip1.000000\baselineskip
La presente invención resuelve los problemas
existentes en el estado de la técnica mediante una estructura de
soporte de rodamiento para una turbina, concretamente para el
rodamiento trasero de una turbina de gas. Esta estructura de soporte
está formada por un anillo interior, en el que se aloja el
rodamiento, y un anillo exterior que comprende en su perímetro
exterior unos puntos de fijación de la turbina y unos puntos de
amarre del conjunto motor. En la presente invención, el anillo
interior y el anillo exterior están conectados radialmente por medio
de una serie de vanos dispuestos circunferencialmente entre ambos
anillos, divididos en vanos estructurales y en vanos aerodinámicos.
Los primeros se encargarán exclusivamente de funciones de soporte y
de transmisión de cargas entre el rodamiento y los puntos de
fijación del conjunto motor, en el anillo exterior, y del paso de
fluidos de servicio tales como aceite o aire entre el exterior y el
interior del flujo de trabajo de la turbina, por lo que serán
huecos. Los vanos aerodinámicos, en cambio, son más ligeros que los
vanos estructurales, y se encargan exclusivamente de funciones
aerodinámicas, como enderezar la corriente principal de trabajo de
la turbina.
Así, el número de vanos estructurales que se
disponen circunferencialmente entre el anillo interior y el anillo
exterior depende exclusivamente de las cargas a transmitir del
rodamiento a los puntos de amarre del conjunto motor en el anillo
exterior, y de la cantidad de fluidos de servicios que deben pasar
entre el anillo interior y el anillo exterior, y el número de vanos
aerodinámicos que se disponen y la sección de éstos depende
exclusivamente de los requisitos aerodinámicos exigidos a la
estructura de soporte para el enderezamiento de la corriente
principal de la turbina.
Con esta separación de las funciones mecánicas y
aerodinámicas mediante la división de los vanos en estructurales y
aerodinámicos se consigue la optimización de la mecánica y
aerodinámica de forma simultánea, actuando sobre los vanos
estructurales y aerodinámicos respectivamente.
Según distintas realizaciones de la invención,
los vanos aerodinámicos, que son los que permitirán la optimización
aerodinámica de la turbina, se pueden unir al anillo interior, al
exterior, o a ambos, mediante diferentes sistemas de unión, con el
objeto de conseguir una unión firme, que además proporcione a la
estructura las propiedades aerodinámicas necesarias.
Uno de estos sistemas de unión consiste en
utilizar al menos una pletina metálica con sección en "L", de
dos alas, de las cuales una de ellas se une al vano aerodinámico y
la otra se une al anillo correspondiente. Los vanos aerodinámicos se
unen a cada uno de los anillos mediante al menos una pletina
metálica. Según diferentes realizaciones, se puede utilizar una
pletina para la unión del vano al anillo interior y otra pletina
para su unión al exterior, o utilizar más de una pletina para la
unión del vano a cada uno de los anillos. Preferentemente se
utilizan dos pletinas metálicas, disponiéndose una a cada uno de los
lados del vano aerodinámico, lo que proporciona una unión más firme
y segura.
De acuerdo con una realización particular de
estas uniones mediante pletinas metálicas, los vanos aerodinámicos
se unen mediante las pletinas a ambos anillos, tanto el interior
como el exterior, fijándose de forma rígida a uno de ellos y
simplemente apoyando contra el ala de la pletina en el otro. De esta
forma, la fijación a la estructura se conseguirá de forma eficiente,
y además los vanos dispondrán de cierta posibilidad de movimiento
que favorecerá el alivio de esfuerzos y mejorará las propiedades
aerodinámicas.
Según una realización alternativa, los vanos
aerodinámicos se fijan únicamente a uno de los anillos, mediante un
par de pletinas metálicas, quedando el otro extremo del vano libre,
lo que favorece aun más el movimiento de éste, para casos en los que
sea necesario.
Además de las pletinas metálicas, existen otros
sistemas de unión de los vanos aerodinámicos a los anillos, como es
el agrupamiento de los vanos aerodinámicos dispuestos entre dos
vanos estructurales mediante una membrana en uno de sus extremos,
que se fija a uno de los anillos, o bien mediante dos membranas,
cada una de ellas en uno de los extremos de los vanos. Estas
membranas se pueden unir a los anillos de forma rígida o amovible,
mediante bridas, o bien realizarse integrales con los anillos.
También existe la posibilidad de que en lugar de que las dos
membranas se unan a los anillos, únicamente se une una de ellas a
uno de los anillos, permaneciendo la otra libre, quedando así uno de
los extremos con libertad de movimiento.
Los vanos aerodinámicos pueden ser continuos, o
bien estar partidos, o divididos en dos partes, preferentemente por
su zona central, de tal forma que una de las partes queda unida al
anillo interior y la otra parte queda unida al anillo exterior.
\vskip1.000000\baselineskip
A continuación, para facilitar la comprensión de
la invención, a modo ilustrativo pero no limitativo se describirá
una realización de la invención que hace referencia a una serie de
figuras.
La figura 1 es una vista frontal de una
estructura objeto de la presente invención, con la disposición
circunferencial entre el anillo interior y el exterior de vanos
estructurales y aerodinámicos diferenciados.
La figura 2 es una vista frontal de una
estructura objeto de la presente invención, en la que de forma
particular los vanos aerodinámicos se unen únicamente al anillo
interior.
La figura 3 muestra con detalle la unión de un
vano aerodinámico al anillo interior y al anillo exterior de la
estructura según una realización particular, mediante pletinas
metálicas.
La figura 4 muestra en perspectiva el
agrupamiento de vanos aerodinámicos según una realización particular
mediante dos membranas con bridas.
La figura 5 muestra en perspectiva un
agrupamiento alternativo de vanos aerodinámicos mediante dos
membranas sin bridas.
La figura 6 es una sección longitudinal según
una realización particular de la unión de los vanos a los anillos,
en la que los vanos aerodinámicos se unen mediante membranas de
forma rígida al anillo interior y al exterior.
La figura 7 es una sección longitudinal según
otra realización particular de la unión de los vanos a los anillos,
en la que los vanos aerodinámicos se unen mediante membranas de
forma rígida al anillo interior y de forma amovible al anillo
exterior.
La figura 8 es una vista frontal de una
estructura, en la que según una realización particular los vanos
aerodinámicos quedan divididos en dos partes, quedando una de las
partes unida al anillo interior y la otra al exterior.
En estas figuras se hace referencia a un
conjunto de elementos que son:
- 1.
- anillo interior.
- 2.
- anillo exterior.
- 3.
- rodamiento.
- 4.
- puntos de fijación de la turbina.
- 5.
- vanos estructurales.
- 6.
- vanos aerodinámicos.
- 7.
- pletinas metálicas.
- 8.
- primera ala de las pletinas metálicas.
- 9.
- segunda ala de las pletinas metálicas.
- 10.
- paquetes de vanos aerodinámicos.
- 11.
- membrana interior.
- 12.
- membrana exterior.
- 13.
- bridas.
\vskip1.000000\baselineskip
\global\parskip0.950000\baselineskip
Tal y como se puede observar en las figuras,
concretamente en las figuras 1, 2 y 8, el objeto de la presente
invención es una estructura de soporte de rodamiento para turbinas,
concretamente para turbinas de gas, que está formada por un anillo
interior 1, en el cual se aloja el rodamiento 3 para el giro de la
turbina, y un anillo exterior 2, que en su perímetro exterior tiene
unos puntos fijación 4 para la turbina y unos puntos de amarre del
conjunto motor. El anillo interior 1 y el anillo exterior 2 están
conectados por una pluralidad de vanos 5, 6 dispuestos
circunferencialmente entra ambos, a modo de radios.
Estos vanos 5, 6 se dividen en vanos
estructurales 5 y vanos aerodinámicos 6. Los vanos estructurales 5
se encargan de transmitir las cargas del rodamiento 3 a los puntos
de amarre del conjunto motor que están en el anillo exterior 2, y de
ser conducto de paso de fluidos de servicio, tales como aire, agua,
o aceite entre el anillo interior 1 y el anillo exterior 2. Los
vanos aerodinámicos 6 se encargan de proporcionar los requisitos
aerodinámicos a la estructura, como por ejemplo, enderezar la
corriente principal de trabajo de la turbina. Debido a la diferencia
entre la función de ambos tipos de vanos 5, 6, los vanos
aerodinámicos 6 son más ligeros que los vanos estructurales 5.
En la presente estructura de soporte de
rodamiento para turbinas, las funciones mecánica o estructural, y la
aerodinámica están totalmente desacopladas, es decir, los vanos
estructurales 5 cumplen únicamente funciones estructurales y los
vanos aerodinámicos 6 cumplen únicamente funciones
aerodinámicas.
Por tanto, el número de vanos estructurales 5
que se disponen entre el anillo interior 1 y el anillo exterior 2,
dependen exclusivamente de las cargas a transmitir entre el
rodamiento 3 y los puntos de amarre del conjunto motor situados en
el anillo exterior 2 y de la cantidad y tipo de fluidos de servicios
que deben pasar entre el anillo interior 1 y el anillo exterior 2,
mientras que el número de vanos aerodinámicos 6 que se disponen, y
la sección de éstos depende exclusivamente de los requisitos
aerodinámicos exigidos a la estructura de soporte para el
enderezamiento de la corriente principal de trabajo de la
turbina.
Según distintas realizaciones particulares de la
invención, los vanos aerodinámicos 6 se pueden unir por uno de sus
extremos al anillo interior 1, o bien por el otro al anillo exterior
2, o bien pueden unirse a ambos anillos 1, 2. La figura 2 muestra
una realización en la cual los vanos aerodinámicos se unen
únicamente al anillo interior 1.
Para la unión de los vanos aerodinámicos 6 a los
anillos existen varios medios.
Una realización preferente de estos medios de
unión consiste en al menos una pletina metálica 7, la cual está
formada por una primera ala 8 que es la que contacta con el vano
aerodinámico 6, y una segunda ala 9 unida rígidamente al anillo 1,
2. Los vanos aerodinámicos 6 se unen a los anillos 1, 2 mediante al
menos una de estas pletinas metálicas 7, pudiendo utilizarse una
pletina metálica 7 para la unión del vano aerodinámico 6 a cada uno
de los anillos, o bien más de una pletina metálica. La figura 3
muestra que preferentemente se utiliza un par de estas pletinas
metálicas 7, disponiéndose una a cada uno de los lados del vano
aerodinámico 6. La figura 3 muestra que preferentemente cada uno de
los vanos aerodinámicos 6 se une por uno de sus extremos al anillo
interior 1 mediante un par de pletinas metálicas 7, y por su otro
extremo al anillo exterior 2 mediante otro par de pletinas metálicas
7. En este caso, las primeras alas 8 de las pletinas 7 que unen los
vanos aerodinámicos 6 al anillo interior 1 se fijan rígidamente a
los vanos aerodinámicos 6, mientras que las primeras alas 8 de las
pletinas 7 que unen los vanos aerodinámicos 6 al anillo exterior 2
únicamente apoyan contra dichos vanos aerodinámicos 6, lo que
proporciona cierta movilidad que favorecerá el alivio de tensiones y
mejor posición del vano 6 en cuanto a propiedades aerodinámicas.
Según una realización alternativa, las primeras alas 8 de las
pletinas 7 que unen los vanos aerodinámicos 6 al anillo exterior 2
son las que se fijan rígidamente a los vanos aerodinámicos 6,
mientras que las primeras alas 8 de las pletinas 7 que unen los
vanos aerodinámicos 6 al anillo interior 1 son las que únicamente
apoyan contra dichos vanos aerodinámicos. Esta realización es
similar a la anterior, sólo que la movilidad se produce en
proximidad del anillo interior 1 y no del anillo exterior 2.
\global\parskip1.000000\baselineskip
De acuerdo con otra realización de la invención,
los vanos aerodinámicos 6 se unen únicamente a uno de los anillos 1,
2 mediante dos pletinas metálicas 7 dispuestas una a cada lado del
vano aerodinámico 6.
Alternativamente a las pletinas metálicas 7, la
presente invención dispone de otros medios de unión de los vanos
aerodinámicos 6 a los anillos 1, 2. Las figuras 4 y 5 muestran el
agrupamiento en paquetes 10, de diversos vanos aerodinámicos 6,
preferentemente todos los que están dispuestos entre dos vanos
estructurales 5, por medio de una membrana interior 11 que se fija
en uno de los extremos de éstos, y al anillo interior 1, y una
membrana exterior 12, que se fija en el otro extremo de éstos y al
anillo exterior 2. Tal y como muestran las figuras 4 y 6, según una
realización particular de la invención, las membranas interior 11 y
exterior 12 se fijan de forma rígida a los anillos interior 1 y
exterior 2 respectivamente mediante unas bridas 13 dispuestas en el
borde de las membranas 11, 12. De forma alternativa, los paquetes 10
de vanos aerodinámicos 6 se fijan rígidamente a uno de los dos
anillos 1, 2, mientras que se unen de forma amovible al otro,
mediante la introducción de la brida 13 en una ranura a tal efecto,
y que permite el movimiento en dirección radial de los paquetes 10
de vanos aerodinámicos 6, lo que favorece las propiedades
aerodinámicas de la estructura de soporte. La figura 7 muestra esta
realización, en la que los paquetes 10 se fijan de forma rígida al
anillo interior 1 y se unen de forma amovible al anillo exterior 2.
Incluso, según otra realización diferente, una de las membranas 11,
12 se fija a uno de los anillos 1, 2, mientras que la otra membrana
12, 11 permanece libre respecto del otro anillo 2, 1, lo que otorga
movilidad a ese extremo de los vanos aerodinámicos.
De acuerdo con realizaciones diferentes, las
bridas 13 son eliminadas de las membranas 11, 12, siendo integrales
dichas membranas 11, 12 a los anillos 1, 2 cuando los paquetes 10
están fijados a éstos, o bien permanecen libres.
La figura 8 muestra una realización particular
de la invención en la cual los vanos aerodinámicos 6 se dividen en
dos partes, de forma preferente por su zona central, de tal manera
que una de las partes se une por cualquiera de los medios descritos
al anillo interior 1, y la otra parte se une por cualquiera de los
medios descritos al anillo exterior 2.
Una vez descrita de forma clara la invención, se
hace constar que las realizaciones particulares anteriormente
descritas son susceptibles de modificaciones de detalle siempre que
no alteren el principio fundamental y la esencia de la
invención.
Claims (17)
-
\global\parskip0.950000\baselineskip
1. Estructura de soporte de rodamiento para turbina que comprende- un anillo interior (1) en el que se aloja el rodamiento (3), y- un anillo exterior (2) que comprende unos puntos de fijación (4) de la turbina y unos puntos de amarre del conjunto motor que contiene a la turbina,dicha estructura de soporte caracterizada porque- el anillo interior (1) y el anillo exterior (2) están conectados radialmente por medio de- -
- una pluralidad de vanos estructurales (5) dispuestos circunferencialmente entre ambos anillos (1, 2), que
- -
- transmiten las cargas del rodamiento (3) a los puntos de amarre del conjunto motor en el anillo exterior (2),
- -
- y a través de los cuales pasan fluidos de servicio entre el anillo interior (1) y el anillo exterior (2), y
- -
- una pluralidad de vanos aerodinámicos (6) dispuestos circunferencialmente entre ambos anillos (1, 2), los cuales enderezan la corriente principal de la turbina,
- porque los vanos aerodinámicos (6) son más ligeros que los vanos estructurales (5),- porque- -
- el número de vanos estructurales (5) que se disponen depende exclusivamente
- -
- de las cargas a transmitir del rodamiento (3) a los puntos de amarre del conjunto motor en el anillo exterior (2),
- -
- y de la cantidad y tipo de fluidos de servicios que deben pasar entre el anillo interior (1) y el anillo exterior (2),
- -
- y el número de vanos aerodinámicos (6) que se disponen y la sección de éstos depende exclusivamente de los requisitos aerodinámicos exigidos a la estructura de soporte para el enderezamiento de la corriente principal de la turbina,
- y porque los vanos estructurales (5) cumplen únicamente funciones estructurales y los vanos aerodinámicos (6) cumplen únicamente funciones aerodinámicas.\vskip1.000000\baselineskip
- 2. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 1, caracterizada porque los vanos aerodinámicos (6) se unen a al menos uno de los dos anillos (1, 2) mediante al menos una pletina metálica (7) de sección en "L", que comprende- una primera ala (8) que contacta con el vano aerodinámico (6),- y una segunda ala (9) unida rígidamente al anillo (1, 2).
\vskip1.000000\baselineskip
- 3. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación anterior, caracterizada porque- cada uno de los vanos aerodinámicos (6) se une al anillo interior (1) mediante dos pletinas metálicas (7), dispuestas una a cada lado del vano aerodinámico (6),- y porque cada uno de los vanos aerodinámicos (6) se une al anillo exterior (2) mediante otras dos pletinas metálicas (7), dispuestas una a cada lado del vano aerodinámico (6).
\vskip1.000000\baselineskip
- 4. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación anterior, caracterizada porque- las primeras alas (8) de las pletinas metálicas (7) que unen los vanos aerodinámicos (6) al anillo interior (1) se fijan rígidamente a dichos vanos aerodinámicos (6), mientras que- las primeras alas (8) de las pletinas metálicas (7) que unen los vanos aerodinámicos (6) al anillo exterior (2) apoyan contra dichos vanos aerodinámicos (6).
\global\parskip1.000000\baselineskip
- 5. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 3, caracterizada porque- las primeras alas (8) de las pletinas metálicas (7) que unen los vanos aerodinámicos (6) al anillo exterior (2) se fijan rígidamente a dichos vanos aerodinámicos (6), mientras que- las primeras alas (8) de las pletinas metálicas (7) que unen los vanos aerodinámicos (6) al anillo interior (1) apoyan contra dichos vanos aerodinámicos (6).
\vskip1.000000\baselineskip
- 6. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 2, caracterizada porque cada uno de los vanos aerodinámicos (6) se une únicamente al anillo interior (1) mediante dos pletinas metálicas (7), dispuestas una a cada lado del vano aerodinámico (6).
- 7. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 2, caracterizada porque cada uno de los vanos aerodinámicos (6) se une únicamente al anillo exterior (2) mediante dos pletinas metálicas (7), dispuestas una a cada lado del vano aerodinámico (6).
- 8. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 1, caracterizada porque los vanos aerodinámicos (6) dispuestos entre dos vanos estructurales (5) se agrupan en paquetes (10) mediante- una membrana interior (11) en correspondencia con el anillo interior (1), a la que se fijan dichos vanos aerodinámicos (6) por uno de sus extremos, y- una membrana exterior (12) en correspondencia con el anillo exterior (2), a la que se fijan los vanos aerodinámicos (6) por su otro extremo,estando cada uno de los paquetes (10) de vanos aerodinámicos (6) unido a al menos uno de los anillos (1, 2).
\vskip1.000000\baselineskip
- 9. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 8, caracterizada porque cada uno de los paquetes (10) de vanos aerodinámicos (6) se fija rígidamente- al anillo interior (1) mediante una brida (13) dispuesta en un borde de la membrana interior (11),- y al anillo exterior (2) mediante una brida (13) dispuesta en un borde de la membrana exterior (12).
\vskip1.000000\baselineskip
- 10. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 8, caracterizada porque cada uno de los paquetes (10) de vanos aerodinámicos (6)- se fija rígidamente al anillo interior (1) mediante una brida (13) dispuesta en un borde de la membrana interior (11), y- se une de forma amovible al anillo exterior (2) mediante una brida dispuesta en un borde de la membrana exterior (12), que se introduce en una ranura de dicho anillo exterior (2), permitiéndose el movimiento en dirección radial de los paquetes (10) de vanos aerodinámicos (6).
\vskip1.000000\baselineskip
- 11. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 8, caracterizada porque cada uno de los paquetes (10) de vanos aerodinámicos (6) se fija al anillo interior (1) mediante una brida (13) dispuesta en un borde de la membrana interior (11), y quedando la membrana exterior (12) libre respecto del anillo exterior (2).
- 12. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 8, caracterizada porque cada uno de los paquetes (10) de vanos aerodinámicos (6) se fija al anillo exterior (2) mediante una brida (13) dispuesta en un borde de la membrana exterior (12), y quedando la membrana interior (11) libre respecto del anillo interior (1).
- 13. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 8, caracterizada porque cada uno de los paquetes (10) de vanos aerodinámicos (6) se fija al anillo interior (1), siendo la membrana interior (11) integral con dicho anillo interior (1), y quedando la membrana exterior (12) libre respecto del anillo exterior (2).
- 14. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 8, caracterizada porque cada uno de los paquetes (10) de vanos aerodinámicos (6) se fija al anillo exterior (2), siendo la membrana exterior (12) integral con dicho anillo exterior (2), y quedando la membrana interior (11) libre respecto del anillo interior (1).
- 15. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 8, caracterizada porque cada uno de los paquetes (10) de vanos aerodinámicos (6) se fija al anillo interior (1) y al anillo exterior (2), siendo la membrana interior (11) integral con dicho anillo interior (1), y la membrana exterior (12) integral con dicho anillo exterior (2).
- 16. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 1, caracterizada porque los vanos aerodinámicos (6) dispuestos entre dos vanos estructurales (5) se agrupan en paquetes (10) mediante únicamente una membrana interior (11) en correspondencia con el anillo interior (1), a la que se fijan dichos vanos aerodinámicos (6) por uno de sus extremos.
- 17. Estructura de soporte de rodamiento para turbina, según la reivindicación 16, caracterizada porque cada uno de los paquetes (10) de vanos aerodinámicos (6) se une al anillo interior (1) mediante una brida (13) dispuesta en un borde de la membrana interior (11), y quedando el otro extremo de los vanos aerodinámicos (6) libre respecto del anillo exterior (2).
Priority Applications (6)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES200803145A ES2370307B1 (es) | 2008-11-04 | 2008-11-04 | Estructura soporte de rodamiento para turbina. |
| ES09380162T ES2699901T3 (es) | 2008-11-04 | 2009-10-09 | Estructura de soporte de rodamiento para turbina |
| PL09380162T PL2182177T3 (pl) | 2008-11-04 | 2009-10-09 | Konstrukcja nośna łożyska dla turbiny |
| EP09380162.9A EP2182177B1 (en) | 2008-11-04 | 2009-10-09 | Bearing support structure for turbine |
| CA2683382A CA2683382C (en) | 2008-11-04 | 2009-10-21 | Bearing support structure for turbine |
| US12/612,233 US8454304B2 (en) | 2008-11-04 | 2009-11-04 | Bearing support structure for turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES200803145A ES2370307B1 (es) | 2008-11-04 | 2008-11-04 | Estructura soporte de rodamiento para turbina. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2370307A1 true ES2370307A1 (es) | 2011-12-14 |
| ES2370307B1 ES2370307B1 (es) | 2012-11-27 |
Family
ID=41353934
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES200803145A Expired - Fee Related ES2370307B1 (es) | 2008-11-04 | 2008-11-04 | Estructura soporte de rodamiento para turbina. |
| ES09380162T Active ES2699901T3 (es) | 2008-11-04 | 2009-10-09 | Estructura de soporte de rodamiento para turbina |
Family Applications After (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES09380162T Active ES2699901T3 (es) | 2008-11-04 | 2009-10-09 | Estructura de soporte de rodamiento para turbina |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8454304B2 (es) |
| EP (1) | EP2182177B1 (es) |
| CA (1) | CA2683382C (es) |
| ES (2) | ES2370307B1 (es) |
| PL (1) | PL2182177T3 (es) |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8162603B2 (en) * | 2009-01-30 | 2012-04-24 | General Electric Company | Vane frame for a turbomachine and method of minimizing weight thereof |
| DE102010014900A1 (de) * | 2010-04-14 | 2011-10-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerkes |
| US8915703B2 (en) * | 2011-07-28 | 2014-12-23 | United Technologies Corporation | Internally actuated inlet guide vane for fan section |
| US10221707B2 (en) | 2013-03-07 | 2019-03-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut-vane |
| WO2015017040A2 (en) | 2013-07-30 | 2015-02-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine vane ring arrangement |
| US9835038B2 (en) | 2013-08-07 | 2017-12-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut and vane arrangements |
| US9556746B2 (en) | 2013-10-08 | 2017-01-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut and turbine vane nozzle arrangement |
| US9909434B2 (en) | 2015-07-24 | 2018-03-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut-vane nozzle (ISV) with uneven vane axial chords |
| US10443451B2 (en) | 2016-07-18 | 2019-10-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shroud housing supported by vane segments |
| US10612420B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-04-07 | General Electric Company | Support structures for rotors |
| FR3077329B1 (fr) | 2018-01-29 | 2022-06-24 | Safran Aircraft Engines | Carter inter-turbines comprenant des aubes separatrices rapportees |
| US10883376B2 (en) | 2019-02-01 | 2021-01-05 | Rolls-Royce Plc | Turbine vane assembly with ceramic matrix composite vanes |
| US10767493B2 (en) | 2019-02-01 | 2020-09-08 | Rolls-Royce Plc | Turbine vane assembly with ceramic matrix composite vanes |
| US11319822B2 (en) | 2020-05-06 | 2022-05-03 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Hybrid vane segment with ceramic matrix composite airfoils |
| DE102020215576A1 (de) * | 2020-12-09 | 2022-06-09 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsleitvorrichtung und ein Gasturbinentriebwerk |
| US11773735B2 (en) | 2021-12-22 | 2023-10-03 | Rolls-Royce Plc | Vane ring assembly with ceramic matrix composite airfoils |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2930662A (en) * | 1956-11-01 | 1960-03-29 | Bristol Aero Engines Ltd | Supporting structure for a gas turbine bearing |
| US2941781A (en) * | 1955-10-13 | 1960-06-21 | Westinghouse Electric Corp | Guide vane array for turbines |
| GB2226600A (en) * | 1988-12-29 | 1990-07-04 | Gen Electric | Turbine engine assembly with aft mounted outlet guide vanes |
| EP0761931A1 (fr) * | 1995-08-30 | 1997-03-12 | SOCIETE NATIONALE D'ETUDE ET DE CONSTRUCTION DE MOTEURS D'AVIATION -Snecma | Agencement de turbomachine comprenant une grille d'aubes et un carter intermédiaire |
| WO2005119028A1 (en) * | 2004-06-01 | 2005-12-15 | Volvo Aero Corporation | Gas turbine compression system and compressor structure |
| US20060010852A1 (en) * | 2004-07-16 | 2006-01-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine exhaust case and method of making |
| WO2006068599A1 (en) * | 2004-12-23 | 2006-06-29 | Volvo Aero Corporation | Static gas turbine component and method for repairing such a component |
| US20060275110A1 (en) * | 2004-06-01 | 2006-12-07 | Volvo Aero Corporation | Gas turbine compression system and compressor structure |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3319930A (en) * | 1961-12-19 | 1967-05-16 | Gen Electric | Stator assembly for turbomachines |
| DE4017861A1 (de) * | 1990-06-02 | 1991-12-05 | Mtu Muenchen Gmbh | Leitkranz fuer eine gasturbine |
| US5411370A (en) * | 1994-08-01 | 1995-05-02 | United Technologies Corporation | Vibration damping shroud for a turbomachine vane |
| US6358001B1 (en) * | 2000-04-29 | 2002-03-19 | General Electric Company | Turbine frame assembly |
| US7052234B2 (en) * | 2004-06-23 | 2006-05-30 | General Electric Company | Turbine vane collar seal |
| US7600970B2 (en) * | 2005-12-08 | 2009-10-13 | General Electric Company | Ceramic matrix composite vane seals |
| FR2901574B1 (fr) * | 2006-05-29 | 2008-07-04 | Snecma Sa | Dispositif de guidage d'un flux d'air a l'entree d'une chambre de combustion dans une turbomachine |
-
2008
- 2008-11-04 ES ES200803145A patent/ES2370307B1/es not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-10-09 ES ES09380162T patent/ES2699901T3/es active Active
- 2009-10-09 PL PL09380162T patent/PL2182177T3/pl unknown
- 2009-10-09 EP EP09380162.9A patent/EP2182177B1/en active Active
- 2009-10-21 CA CA2683382A patent/CA2683382C/en active Active
- 2009-11-04 US US12/612,233 patent/US8454304B2/en active Active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2941781A (en) * | 1955-10-13 | 1960-06-21 | Westinghouse Electric Corp | Guide vane array for turbines |
| US2930662A (en) * | 1956-11-01 | 1960-03-29 | Bristol Aero Engines Ltd | Supporting structure for a gas turbine bearing |
| GB2226600A (en) * | 1988-12-29 | 1990-07-04 | Gen Electric | Turbine engine assembly with aft mounted outlet guide vanes |
| EP0761931A1 (fr) * | 1995-08-30 | 1997-03-12 | SOCIETE NATIONALE D'ETUDE ET DE CONSTRUCTION DE MOTEURS D'AVIATION -Snecma | Agencement de turbomachine comprenant une grille d'aubes et un carter intermédiaire |
| WO2005119028A1 (en) * | 2004-06-01 | 2005-12-15 | Volvo Aero Corporation | Gas turbine compression system and compressor structure |
| US20060275110A1 (en) * | 2004-06-01 | 2006-12-07 | Volvo Aero Corporation | Gas turbine compression system and compressor structure |
| US20060010852A1 (en) * | 2004-07-16 | 2006-01-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine exhaust case and method of making |
| WO2006068599A1 (en) * | 2004-12-23 | 2006-06-29 | Volvo Aero Corporation | Static gas turbine component and method for repairing such a component |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2182177A2 (en) | 2010-05-05 |
| EP2182177A3 (en) | 2017-05-10 |
| ES2699901T3 (es) | 2019-02-13 |
| EP2182177B1 (en) | 2018-08-29 |
| CA2683382A1 (en) | 2010-05-04 |
| US8454304B2 (en) | 2013-06-04 |
| CA2683382C (en) | 2013-02-12 |
| PL2182177T3 (pl) | 2019-02-28 |
| US20100111690A1 (en) | 2010-05-06 |
| ES2370307B1 (es) | 2012-11-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2370307A1 (es) | Estructura soporte de rodamiento para turbina. | |
| ES2460691T3 (es) | Sistema de accionamiento para una instalación eólica | |
| ES2306149T3 (es) | Sistema de compresion de turbina de gas y estructura de compresor. | |
| ES2234536T3 (es) | Dispositivo de montaje sobre un mastil de un sistema de propulsion de aeronave. | |
| ES2645399T3 (es) | Pretobera para un sistema de accionamiento de una embarcación para la mejora de la eficiencia energética | |
| ES2813349T3 (es) | Ventilador centrífugo y acondicionador de aire | |
| ES2616407T3 (es) | Disposición de montaje para engranaje de paso | |
| CA2669030C (en) | Speed-varying device and wind turbine generator system | |
| ES2296266T3 (es) | Suspension trasera de turborreactor. | |
| ES2461543T3 (es) | Husillo para sistema de engranaje planetario | |
| ES2354499T3 (es) | Turbina de gas con una corona directriz y con un mezclador. | |
| ES2387872T3 (es) | Unidad entubada de estator de preturbulencias | |
| ES2753876T5 (es) | Engranaje planetario con un soporte para portaplanetas mejorado | |
| ES2790832T3 (es) | Anillo de paso segmentado para un sistema de paso de pala de turbina eólica | |
| ES2399657T3 (es) | Cubo de rotor de una instalación de energía eólica | |
| ES2774362T3 (es) | Góndola de una turbina eólica | |
| ES2451398T3 (es) | Pieza de transición | |
| ES2658947T3 (es) | Pala de aerogenerador con medios de sujeción | |
| ES2702980T3 (es) | Ventilador axial y rotor de ventilador | |
| RU2010139660A (ru) | Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбоактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом | |
| ES2542637T3 (es) | Procedimiento para producir un segmento de acoplamiento de un acoplamiento elástico | |
| ES2273185T3 (es) | Conjunto para aeronave que comprende un dispositivo de montaje de un carenado dispuesto entre una entrada de aire de un motor de aeronave y un mastil. | |
| ES2613128T3 (es) | Sistema de transmisión de potencia para una turbina eólica | |
| US20150214799A1 (en) | Large-diameter rotary electric machine rotor, and rotary electric machine | |
| ES2263006T3 (es) | Rotor de panal redondo. |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| FG2A | Definitive protection |
Ref document number: 2370307 Country of ref document: ES Kind code of ref document: B1 Effective date: 20121127 |
|
| FD2A | Announcement of lapse in spain |
Effective date: 20210929 |