ES2370308B1 - Motor aeronáutico. - Google Patents

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ES2370308B1 ES200803764A ES200803764A ES2370308B1 ES 2370308 B1 ES2370308 B1 ES 2370308B1 ES 200803764 A ES200803764 A ES 200803764A ES 200803764 A ES200803764 A ES 200803764A ES 2370308 B1 ES2370308 B1 ES 2370308B1
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Abstract

Motor aeronáutico (1) de tipo turboventilador, provisto de un compresor de baja presión (2), un compresor de alta presión (3), al menos una cámara de combustión (4), una turbina de alta presión (5), dos etapas de baja presión, un turboventilador (8), estando la turbina de alta presión (5), las dos etapas de turbina de baja presión situadas consecutivamente tras la cámara de combustión, en el que el compresor de alta presión (3) es accionado directamente por dicha turbina de alta presión (5), cuya salida del compresor de baja presión (2) comprende una primera derivación (9) conectada a la entrada de una turbina fría (10) de álabes horizontales, estando a su vez dicha turbina (10) de álabes horizontales dispuesta para accionar el turboventilador (8), de modo que se logra una gran eficiencia al no requerirse etapas intermedias entre la salida del compresor de baja presión y la turbina de álabes horizontales.

Description

tima el caudal de aire de baja presión y alta velocidad.
Motor aeronáutico.
La presente invención se refiere a un motor aeronáutico de tipo turboventilador de alta eficiencia y que minimiza la contaminación al medio ambiente, en especial en lo que se refiere a la emisión de compuestos que se forman a altas temperaturas como los NOx. Antecedentes de la invención
Son conocidos los motores aeronáuticos de tipo turboventilador, provistos de un compresor de baja presión, un compresor de alta presión, una cámara de combustión, una turbina de alta presión, una o varias etapas de turbina de baja presión, un turboventilador, en los cuales la turbina de alta presión, las etapas de turbina de baja presión están situadas consecutivamente tras la cámara de combustión, y en los cuales el compresor de alta presión es accionado directamente por la turbina de alta presión.
En general, en los motores convencionales, el turboventilador o fan es propulsado por el eje del motor que conecta a este con la turbina de baja presión, con el problema de tener que utilizar medios reductores de velocidad, por ejemplo una caja de engranajes, que producen una alta solicitación mecánica.
Asimismo, es sabido que este tipo de motores basa su funcionamiento en un compresor de alta presión con un elevado número de etapas, hasta 14, lo cual supone una gran complejidad y un peso considerable de la turbina.
Otro inconveniente de estos motores aeronáuticos es que se emplea el mismo aire para la refrigeración y para la combustión, con lo cual no se dispone de aire frío de refrigeración, de modo que este tipo de motores da origen a una producción de NOX no admisible.
Por lo tanto, es evidente la necesidad de disponer de un motor aeronáutico que dé solución a los mencionados inconvenientes del estado de la técnica. Descripción de la invención
Para ello, la presente invención propone un motor aeronáutico de tipo turboventilador, provisto de
-
un compresor de baja presión,
-
un compresor de alta presión,
-
al menos una cámara de combustión,
-
una turbina de alta presión,
-
una primera etapa de turbina de baja presión,
-
una segunda etapa de turbina de baja presión,
-
un turboventilador,
estando la turbina de alta presión, la primera etapa de turbina de baja presión y la segunda etapa de turbina de baja presión situadas consecutivamente tras la cámara de combustión, en el que dicho compresor de alta presión es accionado directamente por dicha turbina de alta presión, y que se caracteriza por el hecho de que la salida del compresor de baja presión comprende una primera derivación conectada a la entrada de una turbina fría de álabes horizontales, estando a su vez la turbina de álabes horizontales dispuesta para accionar el turboventilador.
Efectivamente, la mejor eficiencia de un compresor se obtiene a alta velocidad, y no es necesario después de esta compresión realizar más etapas, puesto que el aire de alta velocidad obtenido es directamente turbinado en una turbina fría de álabes horizontales
Preferentemente, la salida del compresor de baja presión comprende una segunda derivación conectada a una cámara de refrigeración que envuelve a la cámara de combustión, de modo que la cámara de combustión es enfriada por la práctica totalidad de la superficie que la envuelve con aire frío.
Más preferentemente, la cámara de combustión es anular, y su superficie externa orientada aguas arriba tiene un perfil aerodinámico, de modo que la refrigeración es óptima.
Ventajosamente, la cámara de refrigeración que envuelve a la cámara de combustión está conectada aguas abajo con la salida de la cámara de combustión, de modo que en funcionamiento permiten rebajar la temperatura de los gases de salida de la cámara de combustión y, por lo tanto, los álabes de la turbina de alta presión.
Más ventajosamente, el motor aeronáutico de la invención comprende medios para suministrar a la cámara de combustión una mezcla de aire y oxígeno activado con combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada.
Es decir, la mezcla combustible oxidante no se realiza en la cámara de combustión, si no que se realiza previamente a su inyección en la cámara de combustión, de modo que se tiene un mayor control sobre la composición de la mezcla y su homogeneidad en el momento de la combustión en la cámara.
Preferentemente, dicha mezcla entrará a los inyectores para ser encendida dentro del Liner de la cámara de combustión y el aire, compuesto preferentemente de nitrógeno 79%, oxígeno 20% y otros gases, se mezclará después de envolver periféricamente el Liner para refrigerarlo a través de orificios de refrigeración en este y a la salida de cámaras en el difusor antes de los alabes fijos para entrar a la turbina de alta presión.
Preferentemente, los medios para suministrar a la cámara de combustión una mezcla de aire/oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada están situadas en una unidad de compresión situada físicamente externamente a dicho motor, lo cual permite aligerar el motor.
Más preferentemente, los medios para suministrar a la cámara de combustión una mezcla de aire-combustible previamente comprimida y mezclada comprende medios de generación de ozono, para suministrarlo a dicha mezcla-combustible previamente a su inyección en la cámara de combustión.
Debido al elevado poder oxidante del ozono, se garantiza la combustión completa del combustible, aumentando la eficiencia de utilización de este y evitando al mismo tiempo al emisión de partículas fuertemente contaminantes a la atmósfera.
Más ventajosamente, el turboventilador está situado en la sección central del motor y más preferentemente, comprende una corona de álabes fijos configurados para orientar el aire entrante de forma óptima para su aspiración por el turboventilador.
Esta combinación las siguientes ventajas:
-
El turboventilador queda protegido de impactos de objetos que puedan entrar por la parte delantera del motor, como por ejemplo aves.
-
Asimismo, la corona de álabes fijos proporciona un aislamiento acústico de las vibraciones provocadas por la rotación del turboventilador.
Preferentemente, la salida de la segunda etapa de turbina de baja presión está conectada a la salida del turboventilador, de modo que los gases de combustión calientes son enfriados inmediatamente por mezclado con el aire propulsado por el turboventilador, contrariamente a los motores convencionales en los cuales los gases calientes son expulsados por una tobera de escape directamente al exterior.
Ventajosamente, la mencionada salida de la segunda etapa de turbina de baja presión está orientada parcialmente radialmente, de modo que al cruzarse los flujos con un ángulo pronunciado, se favorece la mezcla entre el aire de impulsión y el aire de salida de la segunda etapa de turbina de baja presión en el interior de la tobera de escape.
Más ventajosamente, el compresor de baja presión es axial y de tres etapas y aún más ventajosamente, el compresor de alta presión es centrifugo.
Preferentemente, la turbina de alta presión es axial y de un escalón, y la primera etapa de turbina de baja presión y la segunda etapa de turbina de baja presión son axiales, combinación óptima para la estructura general del motor aeronáutico de la invención.
Ventajosamente, el motor aeronáutico de la invención comprende medios de generación de energía eléctrica dispuestos para ser accionados por la segunda etapa de turbina de baja presión de modo que la energía eléctrica generada puede ser empleada para el funcionamiento general de la aeronave provista de los motores aeronáuticos de la invención, y especialmente para la realización de la mezcla aire/oxígeno activado y combustible aeronáutico en una unidad de compresión central.
Más ventajosamente, los dichos medios de generación de energía eléctrica comprenden seis generadores eléctricos dispuestos con sus ejes paralelos al eje del motor y repartidos equiespaciados angularmente, de modo que se garantiza un sistema a prueba de fallos y equilibrado.
Asimismo, la invención se refiere a una aeronave provista de un motor aeronáutico según cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
Finalmente, los medios para suministrar a la cámara de combustión una mezcla de aire con oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada están situados en la parte central inferior del fuselaje de la aeronave. Breve descripción de los dibujos
Para mejor comprensión de cuanto se ha expuesto se acompañan unos dibujos en los que, esquemáticamente y tan sólo a título de ejemplo no limitativo, se representa un caso práctico de realización.
La figura 1 es una sección esquemática del motor aeronáutico de la invención según una realización preferida.
La figura 2 es una representación esquemática del motor aeronáutico de la invención en la que se aprecia la disposición relativa de los medios de generación de energía eléctrica. Descripción de una realización preferida
Tal como se ilustra en las figuras, la invención se refiere, de manera general, a un motor aeronáutico 1 de tipo turboventilador, provisto de
-
un compresor de baja presión 2,
-
un compresor de alta presión 3,
-
al menos una cámara de combustión 4, -una turbina de alta presión 5,
-
una primera etapa 6 de turbina de baja presión,
-
una segunda etapa 7 de turbina de baja presión,
-
un turboventilador 8,
En el cual, de manera ya conocida, la turbina de alta presión 5, la primera etapa 6 de turbina de baja presión y la segunda etapa 7 de turbina de baja presión situadas consecutivamente tras la cámara de combustión, y en el que el compresor de alta presión 3 es accionado directamente por la turbina de alta presión
5.
Concretamente, el motor aeronáutico de la invención se caracteriza por el hecho de que la salida del compresor de baja presión 2 comprende una primera derivación 9 conectada a la entrada de una turbina fría 10 de álabes horizontales, estando a su vez la turbina 10 de álabes horizontales dispuesta para accionar el turboventilador 8, de modo que es posible accionar con un mínimo número de etapas de compresión directamente a la turbina fría de álabes horizontales, puesto que el diseño de esta permite aprovechar el aire de alta velocidad proveniente del compresor de baja presión.
La salida del compresor de baja presión 2 comprende una segunda derivación 11 conectada a la entrada del compresor de alta presión para enviar aire de refrigeración a la cámara de refrigeración 12 que envuelve a la cámara de combustión 4, refrigerando a si la cámara de combustión.
Según esta realización preferida, la cámara de combustión 4 es anular, y su superficie externa 13 orientada aguas arriba tiene un perfil aerodinámico.
Este aire de refrigeración, tras envolver la cámara de combustión, y por lo tanto precalentándose, entra por unos orificios radiales de la cámara de combustión para refrigerar los gases de la combustión antes de que estos alcancen los álabes fijos de entrada de la turbina de alta presión.
Asimismo, el motor aeronáutico 1 de la invención comprende medios 14 para suministrar a la cámara de combustión 4 una mezcla de aire/oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada.
Estos medios pueden estar situados en el exterior del propio motor, por ejemplo en una unidad de compresión central que proporciona la mezcla a todos los motores de la aeronave.
Para mejorar la combustión y reducir la emisión de inquemados, se prevé que los medios 14 para suministrar a la cámara de combustión 4 una mezcla de aire-combustible previamente comprimida y mezclada comprenda medios de generación de ozono 15, para suministrarlo a dicha mezcla-combustible previamente a su inyección en la cámara de combustión 4.
Una de las ventajas de la estructura del motor de la invención es que permite que el turboventilador 8 esté situado en la sección central 16 del motor 1, lo cual permite situar ante este una corona 16 de álabes fijos configurados para orientar el aire entrante E de forma óptima para su aspiración por el turboventilador 8.
Esta corona presenta la ventaja añadida de que protege el turboventilador de objetos que puedan ser aspirados por la boca del turboventilador, tales como pájaros.
Asimismo, la salida 17 de la segunda etapa 7 de turbina de baja presión está conectada a la salida del turboventilador, y está orientada parcialmente radialmente, de modo que se favorece la mezcla entre el aire de impulsión I y el aire de salida S de la segunda etapa 7 de turbina de baja presión en el interior de la tobera de escape.
Según un modo de realización preferida de la invención, el compresor de baja presión 2 es axial y de tres etapas, el compresor de alta presión 3 es centrifugo y la turbina de alta presión es axial y de un escalón 5, y la primera etapa 6 de turbina de baja presión y la segunda etapa 7 de turbina de baja presión son axiales.
Otra característica ventajosa de la invención reside en que incorpora medios 18 de generación de energía eléctrica dispuestos para ser accionados por las segunda etapa 7 de turbina de baja presión.
Estos medios se pueden implementar mediante seis generadores eléctricos 19 dispuestos con sus ejes paralelos al eje 20 del motor y repartidos equiespaciados angularmente.
El motor aeronáutico antes descrito halla una especial aplicación para ser montado en una aeronave en la cual los medios 14 para suministrar a la cámara de combustión 4 una mezcla de aire con oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada están situados en la parte central inferior del fuselaje de la aeronave, concretamente a modo de unidad de compresión central que suministra una mezcla de aire/oxígeno activado y combustible aeronáutico, siendo controladas las características de esta mezcla permanentemente para ir adaptándose a las diferentes condiciones de vuelo.

Claims (20)

  1. REIVINDICACIONES
    1. Motor aeronáutico (1) de tipo turboventilador, provisto de
    -
    un compresor de baja presión (2),
    -
    un compresor de alta presión (3),
    -
    al menos una cámara de combustión (4),
    -
    una turbina de alta presión (5),
    -
    una primera etapa (6) de turbina de baja presión,
    -
    una segunda etapa (7) de turbina de baja presión,
    -
    un turboventilador (8),
    estando la turbina de alta presión (5), la primera etapa (6) de turbina de baja presión y la segunda etapa (7) de turbina de baja presión situadas consecutivamente tras la cámara de combustión,
    en el que dicho compresor de alta presión (3) es accionado directamente por dicha turbina de alta presión (5),
    caracterizado por el hecho de que
    la salida del compresor de baja presión (2) comprende una primera derivación (9) conectada a la entrada de una turbina fría (10) de álabes horizontales, estando a su vez dicha turbina (10) de álabes horizontales dispuesta para accionar el turboventilador (8).
  2. 2.
    Motor aeronáutico (1) según la reivindicación 1, en el que la salida del compresor de baja presión (2) comprende una segunda derivación (11) conectada a la entrada del compresor de alta presión para enviar aire de refrigeración a la cámara de refrigeración (12) que envuelve a la cámara de combustión (4).
  3. 3.
    Motor aeronáutico (1) según la reivindicación 1, en el que dicha cámara de combustión (4) es anular, y por el hecho de que la superficie externa (13) orientada aguas arriba tiene un perfil aerodinámico.
  4. 4.
    Motor aeronáutico (1) según la reivindicación anterior, en el que la cámara de refrigeración (12) que envuelve a la cámara de combustión (4) está conectada aguas abajo con la salida de la cámara de combustión, de modo que en funcionamiento permiten rebajar la temperatura de los gases de salida de la cámara de combustión y, por lo tanto, los álabes de la turbina de alta presión.
  5. 5.
    Motor aeronáutico (1) según la reivindicación 1, en el que comprende medios (14) para suministrar a la cámara de combustión (4) una mezcla de aire/oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada.
  6. 6.
    Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones1y2ylareivindicación anterior, en el que dichos medios (14) para suministrar a la cámara de combustión (4) una mezcla de aire/oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada están situados en una unidad de compresión situada físicamente externamente a dicho motor (1).
  7. 7.
    Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones 1,2ó3ylas reivindicaciones5y6, en el que dichos medios (14) para suministrar a la cá
    mara de combustión (4) una mezcla de aire-combustible previamente comprimida y mezclada comprende medios de generación de ozono (15), para suministrarlo a dicha mezcla-combustible previamente a su inyección en la cámara de combustión (4).
  8. 8.
    Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el turboventilador (8) está situado en la sección central (16) del motor (1).
  9. 9.
    Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que comprende una corona (16) de álabes fijos configurados para orientar el aire entrante (E) de forma óptima para su aspiración por el turboventilador (8).
  10. 10.
    Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la salida (17) de la segunda etapa (7) de turbina de baja presión está conectada a la salida del turboventilador.
  11. 11.
    Motor aeronáutico (1) según la reivindicación anterior, en el que dicha salida (17) está orientada parcialmente radialmente, de modo que se favorece la mezcla entre el aire de impulsión (I) y el aire de salida
    (S) de la segunda etapa (7) de turbina de baja presión en el interior de la tobera de escape.
  12. 12.
    Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el compresor de baja presión (2) es axial y de tres etapas.
  13. 13.
    Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el compresor de alta presión (3) es centrifugo.
  14. 14.
    Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la turbina de alta presión es axial y de un escalón (5), y la primera etapa
    (6) de turbina de baja presión y la segunda etapa (7) de turbina de baja presión son axiales.
  15. 15. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende medios
    (18) de generación de energía eléctrica dispuestos para ser accionados por las segunda etapa (7) de turbina de baja presión.
  16. 16.
    Motor aeronáutico (1) según la reivindicación anterior, en el que dichos medios (18) de generación de energía eléctrica comprenden seis generadores eléctricos (19) dispuestos con sus ejes paralelos al eje (20) del motor y repartidos equiespaciados angularmente.
  17. 17.
    Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que está configurado para la mezcla entre en los inyectores para ser encendida dentro del Liner de la cámara de combustión y el aire y se mezcle después de envolver periféricamente el Liner para refrigerarlo a través de orificios de refrigeración en este y a la salida de cámaras en el difusor antes de los alabes fijos para entrar a la turbina de alta presión.
  18. 18.
    Aeronave provista de un motor aeronáutico según cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
  19. 19.
    Aeronave (21) según cualquiera de las reivindicaciones5ó6,enelque dichos medios (14) para suministrar a la cámara de combustión (4) una mezcla de aire con oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada están situados en la parte central inferior del fuselaje de la aeronave.
    OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCAS
    N.º solicitud: 200803764
    ESPAÑA
    Fecha de presentación de la solicitud: 31.12.2008
    Fecha de prioridad:
    INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TECNICA
    51 Int. Cl. : Ver Hoja Adicional
    DOCUMENTOS RELEVANTES
    Categoría
    Documentos citados Reivindicaciones afectadas
    A
    US 3332241 A (FREDERICK COPLIN JOHN) 25.07.1967, columna 1, línea 37 – columna 2, línea 11; figura 1. 1-3,9,12,14,18
    A
    US 3534557 A (PETRIE JAMES ALEXANDER et al.) 20.10.1970, columna 2, línea 38 – columna 3, línea 12; figura. 1,3,8-10,12,18
    A
    EP 1533510 A2 (GEN ELECTRIC) 25.05.2005, párrafos [15-47]; figuras. 1-4,8-11,14-15,18
    A
    GB 1290485 A (SECR DEFENCE) 27.09.1972, página 1, líneas 61-84; figura 1. 1-4,9,11,14,18
    A
    GB 1321657 A (SECR DEFENCE) 27.06.1973, página 2, líneas 17-29; figura 2. 1,3,18
    A
    US 6612114 B1 (KLINGELS HERMANN) 02.09.2003, columna 3, línea 49 – columna 5, línea 27; figura 1. 2-4,17
    A
    JP 10073029 A (MITSUBISHI HEAVY IND LTD) 17.03.1998, resumen; figuras. 5,7
    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 10.11.2011
    Examinador J. Galán Mas Página 1/4
    INFORME DEL ESTADO DE LA TÉCNICA
    Nº de solicitud: 200803764
    CLASIFICACIÓN OBJETO DE LA SOLICITUD F02K3/04 (2006.01)
    F02C3/10 (2006.01) F02C3/30 (2006.01) Documentación mínima buscada (sistema de clasificación seguido de los símbolos de clasificación)
    F02K, F02C
    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: 200803764
    Fecha de Realización de la Opinión Escrita: 10.11.2011
    Declaración
    Novedad (Art. 6.1 LP 11/1986)
    Reivindicaciones Reivindicaciones 1-19 SI NO
    Actividad inventiva (Art. 8.1 LP11/1986)
    Reivindicaciones Reivindicaciones 1-19 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: 200803764
    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
    US 3332241 A (FREDERICK COPLIN JOHN) 25.07.1967
    D02
    US 3534557 A (PETRIE JAMES ALEXANDER et al.) 20.10.1970
    D03
    EP 1533510 A2 (GEN ELECTRIC) 25.05.2005
    D04
    GB 1290485 A (SECR DEFENCE) 27.09.1972
    D05
    GB 1321657 A (SECR DEFENCE) 27.06.1973
    D06
    US 6612114 B1 (KLINGELS HERMANN) 02.09.2003
    D07
    JP 10073029 A (MITSUBISHI HEAVY IND LTD) 17.03.1998
  20. 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 documento D01 describe un motor aeronáutico (10) de tipo turboventilador, provisto de un compresor de baja presión (12), un compresor de alta presión (13), una cámara de combustión (14), una turbina de alta presión (15), una primera etapa
    (16) de turbina de baja presión, una segunda etapa (27) de turbina de baja presión, y un turboventilador (25), estando la turbina de alta presión (15), la primera etapa (16) de turbina de baja presión y la segunda etapa (27) de turbina de baja presión situadas consecutivamente tras la cámara de combustión (14), en el que dicho compresor de alta presión (13) es accionado directamente por dicha turbina de alta presión (15), y donde la salida del compresor de baja presión (12) comprende una primera derivación (22) conectada a un conjunto de álabes de una turbina fría (27a), formando dicho conjunto de álabes de turbina fría (27a) parte de la segunda etapa de turbina de baja presión (27) que acciona el turboventilador (25).
    Por tanto, y dado que la redacción de la reivindicación 1 no indica que el turboventilador (8) sea movido exclusivamente por la turbina fría (10), la única diferencia que se encuentra entre el documento D01 y el objeto de la reivindicación 1 es que la turbina fría reivindicada (10) es de tipo de álabes horizontales.
    Aunque en el estado de la técnica existen motores con turbinas de este tipo (ver, por ejemplo, el documento D02), no se considera que el experto en la materia encontrara obvio aplicar este tipo de turbinas a la invención descrita en el documento D01, ya que implicaría cambios de diseño sustanciales y no parece que haya información en los documentos citados que pudiera dirigir al experto a aplicar dicha solución. En consecuencia, se considera que el objeto de la reivindicación 1 es nuevo e implica actividad inventiva de acuerdo a los artículos 6 y 8 de la Ley 11/1986.
    Las reivindicaciones dependientes 2 a 19, en tanto comprenden características adicionales al objeto de la reivindicación 1, cumplen también con los requisitos de novedad y actividad inventiva de los artículos 6 y 8 de la Ley 11/1986.
    Informe del Estado de la Técnica Página 4/4
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