ES2370307B1 - Estructura soporte de rodamiento para turbina. - Google Patents

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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.
Campo técnico de la invención
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.
Antecedentes de la invención
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.
Descripción de la invención
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.
Descripción de las figuras
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.
Descripción de realizaciones preferentes de la invención
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 estructurales5yvanos 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 interior1yel 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 exterior2ydela 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 interior1ynodel anillo exterior 2.
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 figuras4y6,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 (19)

  1. REIVINDICACIONES
    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.
  2. 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).
  3. 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).
  4. 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).
  5. 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).
  6. 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. 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. 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).
  9. 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).
  10. 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).
  11. 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. 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. 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. 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. 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. 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. 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).
    OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCAS
    N.º solicitud: 200803145
    ESPAÑA
    Fecha de presentación de la solicitud: 04.11.2008
    Fecha de prioridad:
    INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TECNICA
    51 Int. Cl. : F01D25/16 (2006.01) F16C35/00 (2006.01)
    DOCUMENTOS RELEVANTES
    Categoría
    Documentos citados Reivindicaciones afectadas
    X
    WO 2005119028 A1 (VOLVO AERO CORP et al.) 15.12.2005, 1
    página 1, líneas 6-16; página 1, línea 32 – página 2, línea 18; página 7, líneas 20-27;
    página 10, líneas 14-26; figuras 1,3.
    2,3,6-9,11,12,16,
    Y
    17,19,20
    Y
    US 2941781 A (BOYUM WILLIAM B) 21.06.1960, 2,3,6,7
    columna 1, líneas 53-68; columna 3, líneas 6-37,68-73; figuras.
    Y
    GB 2226600 A (GEN ELECTRIC) 04.07.1990, 8,9,11,12,16,17,19,20
    página 9, línea 25 – página 10, línea 3; página 10, líneas 18-26; página 11,
    línea 19 – página 12, línea 7; página 12, líneas 20-30; página 13, línea 15 – página 14, línea 6;
    página 14, línea 25 – página 15, línea 3; página 22, líneas 17-30; figuras.
    X
    US 2006275110 A1 (BARALON STEPHANE) 07.12.2006, 1
    párrafos [0004],[0025],[0033],[0034]; figura 3.
    X
    WO 2006068599 A1 (VOLVO AERO CORP) 29.06.2006, 1
    página 1, líneas 7-11,22-24; página 2, líneas 16-20; página 7, línea 17 – página 8, línea 13;
    página 12, líneas 10-27; página 13, líneas 2-8,30-32; figura 2.
    A
    EP 0761931 A1 (SNECMA) 12.03.1997, 1,9,11-14,17,
    párrafos [0001],[0003],[0011],[0012],[0013]; figura 3.
    18,20,21
    A
    US 2006010852 A1 ( GEKHT EUGENE et al.) 19.01.2006, 1,9
    párrafos [0022],[0026]; figuras 1,2A.
    A
    US 2930662 A (GEORGE HENSTRIDGE ALEC) 29.03.1960, 10
    columna 1, líneas 36-38; columna 2, líneas 49-56; columna 4, líneas 17-39; figuras.
    Categoría de los documentos citados X: de particular relevancia Y: de particular relevancia combinado con otro/s de la misma categoría A: refleja el estado de la técnica O: referido a divulgación no escrita P: publicado entre la fecha de prioridad y la de presentación de la solicitud E: documento anterior, pero publicado después de la fecha de presentación de la solicitud
    El presente informe ha sido realizado • para todas las reivindicaciones • para las reivindicaciones nº:
    Fecha de realización del informe 18.11.2011
    Examinador A. Rodríguez Cogolludo Página 1/4
    INFORME DEL ESTADO DE LA TÉCNICA
    Nº de solicitud: 200803145
    Documentación mínima buscada (sistema de clasificación seguido de los símbolos de clasificación) F01D, F16C Bases de datos electrónicas consultadas durante la búsqueda (nombre de la base de datos y, si es posible, términos de
    búsqueda utilizados) INVENES, EPODOC
    Informe del Estado de la Técnica Página 2/4
    OPINIÓN ESCRITA
    Nº de solicitud: 200803145
    Fecha de Realización de la Opinión Escrita: 18.11.2011
    Declaración
    Novedad (Art. 6.1 LP 11/1986)
    Reivindicaciones Reivindicaciones 1-22 SI NO
    Actividad inventiva (Art. 8.1 LP11/1986)
    Reivindicaciones Reivindicaciones 4,5,10,13-15,18,21,22 1-3,6-9,11,12,16,17,19,20 SI NO
    Se considera que la solicitud cumple con el requisito de aplicación industrial. Este requisito fue evaluado durante la fase de examen formal y técnico de la solicitud (Artículo 31.2 Ley 11/1986).
    Base de la Opinión.-
    La presente opinión se ha realizado sobre la base de la solicitud de patente tal y como se publica.
    Informe del Estado de la Técnica Página 3/4
    OPINIÓN ESCRITA
    Nº de solicitud: 200803145
    1. Documentos considerados.-
    A continuación se relacionan los documentos pertenecientes al estado de la técnica tomados en consideración para la realización de esta opinión.
    Documento
    Número Publicación o Identificación Fecha Publicación
    D01
    WO 2005119028 A1 (VOLVO AERO CORP et al.) 15.12.2005
    D02
    US 2941781 A (BOYUM WILLIAM B ) 21.06.1960
    D03
    GB 2226600 A (GEN ELECTRIC ) 04.07.1990
  18. 2. Declaración motivada según los artículos 29.6 y 29.7 del Reglamento de ejecución de la Ley 11/1986, de 20 de marzo, de Patentes sobre la novedad y la actividad inventiva; citas y explicaciones en apoyo de esta declaración
    El objeto de la solicitud es una estructura de soporte para un rodamiento de turbina en la cual se disponen radialmente, en el espacio delimitado por sendos anillos interior y exterior, una pluralidad de vanos de dos tipos: unos vanos estructurales que se encargan de transmitir las cargas del rodamiento y por cuyo interior circulan fluidos de servicio, y unos vanos llamados aerodinámicos cuya única función es enderezar el flujo de corriente que atraviesa la turbina. Los vanos aerodinámicos son más ligeros que los estructurales.
    De los dos anillos mencionados inicialmente, el interior sirve de alojamiento para el rodamiento, mientras que el anillo exterior va unido a la carcasa de la turbina.
    El documento D01, al que pertenecen las referencias que se cita a continuación, divulga una estructura de turbina de gas de las que comprenden un alojamiento para un rodamiento del eje y un paso anular para el flujo de gas que se sitúa entre un anillo interno (3) y otro externo (4), y en el cual se disponen una serie de álabes distribuidos circunferencialmente. De estos álabes, parte son estructurales y están huecos para contener fluidos de servicio (álabes 15, 16, 21, 24, 25). Entre los álabes estructurales se hallan otros más ligeros que no realizan ninguna función de soporte ni de transmisión de cargas, sino que se limitan a orientar el flujo de la corriente. Son los álabes aerodinámicos, tales como los designados con las referencias 19 y 20.
    En el documento D01 no se aprecia la parte de fijación a la turbina del anillo exterior que menciona la reivindicación 1 de la solicitud; no obstante, es obvio que deberá existir dicha parte en la estructura de D01.
    Se concluye, por tanto, que la reivindicación primera de la solicitud carece de actividad inventiva de acuerdo con el art. 8.1 de la Ley 11/1986 de Patentes.
    Las reivindicaciones 2, 3, 6 y 7 se refieren a la unión entre los vanos aerodinámicos y los anillos por medio de dos pletinas metálicas de sección en L situadas cada una a un lado de dicho vano.
    En el documento D02 se puede apreciar (ver figuras 2, 3) la utilización de pletinas en forma de L, identificadas con la referencia 41, para la unión de álabes al anillo interno. El emplear este procedimiento de unión para uno de los anillos o para los dos se considera evidente para un experto en la materia, por lo que las reivindicaciones 2, 3, 6 y 7 de la solicitud no cumplirían el requisito de actividad inventiva (art. 8.1 Ley 11/1986).
    La agrupación de vanos aerodinámicos en paquetes es una técnica divulgada en el documento D03 (página 13, línea 23 línea 32). Tal y como se indica en el texto, el paquete de vanos aerodinámicos (50) lleva membranas de unión tanto en la parte interior (92) como en la exterior (94), que van unidas a sendas bridas (96, 98). En la figura 7 de dicho documento se aprecia un paquete de 3 vanos con las membranas (92, 94) y las bridas (96, 98).
    Lo anterior implica que las reivindicaciones 8 y 9 tampoco presentan actividad inventiva (art. 8.1 Ley 11/1986).
    El emplear membranas únicamente para la unión de los vanos aerodinámicos con el anillo interno (reivindicación 16) o sólo con el anillo externo (reivindicación 19) es una opción de diseño que un experto en la materia emplearía sin ejercicio de actividad inventiva partiendo de lo divulgado por los documentos D01 y D03.
    Las reivindicaciones 11, 12, 17 y 20 se refieren a la unión de los vanos aerodinámicos solamente a uno de los dos anillos, bien al interior o al exterior. El documento D03 indica (página 13, líneas 15-18) la posibilidad de unir los vanos aerodinámicos (50) sólo al anillo interior (66) o sólo al anillo exterior (68).
    Por tanto, se considera que las reivindicaciones 11, 12, 16, 17, 19 y 20 no cumplen el requisito de actividad inventiva (art.
  19. 8.1 Ley 11/1986).
    Informe del Estado de la Técnica Página 4/4
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