ES2381842T3 - Conjunto ensamblado de álabes de turbina y junta de estanqueidad. - Google Patents
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Abstract
Conjunto ensamblado de álabes de turbina, en particular para una turbina de gas, que incluye un disco (1) con un eje de rotación (6), álabes de turbina (22), incluyendo cada álabe de turbina (22) un perfil aerodinámico (7), un pie de álabe (11) y una plataforma (14) entre el perfil aerodinámico (7) y el pie del álabe (11), mediante el cual puede fijarse el mismo en el disco (1), placas de sujeción (9) y bandas de estanqueidad curvadas (10); - en el que los álabes de la turbina (22) están colocados uno junto a otro sobre el disco (1) tal que existen intersticios entre las plataformas (14) de álabes de turbina (22) contiguos y existen cavidades del pie (8) entre los segmentos de los pies (11) de álabes de turbina (22) contiguos y en el cual los álabes de la turbina (22) están asegurados axialmente respecto al disco (1) por medio de las placas de sujeción (9); - en el que las bandas de estanqueidad (10) están situadas en los intersticios entre las plataformas (14) de álabes de turbina (22) contiguos para sellar el intersticio y sobresalen axialmente más allá del pie del álabe (11) y más allá de la placa de sujeción (9).
Description
Conjunto ensamblado de álabes de turbina y junta
de estanqueidad.
La presente invención se refiere a un conjunto
ensamblado de álabes de turbina, en particular para una turbina de
gas. Además se refiere la presente invención a una banda de
estanqueidad, en particular para utilizarla en un conjunto
ensamblado de álabes de turbina.
El rotor de una turbina, especialmente de una
turbina de gas, puede estar constituido por un cierto número de
discos. Cada disco contiene usualmente un cierto número de álabes de
turbina, que están sujetos a la periferia del disco. Un álabe de
turbina de gas incluye usualmente un perfil aerodinámico, un pie del
álabe y una plataforma entre el perfil aerodinámico y el pie del
álabe. Entre álabes contiguos de la turbina que están sujetos
asegurados a un disco del rotor, queda una cavidad entre los
segmentos del pie y los segmentos de la plataforma.
Por ejemplo el documento US 3,918,842 presenta
un conjunto ensamblado de álabes de turbina que comprende álabes de
turbina, teniendo cada álabe de turbina un perfil aerodinámico, un
pie del álabe y una plataforma entre el perfil aerodinámico y el
pie del álabe, en el que el mismo puede fijarse a un disco, placas
de retención y elementos de sellado, estando colocados los álabes de
la turbina contiguos uno a otro sobre el disco de tal manera que
existen intersticios entre las plataformas de álabes de turbina
contiguos y existen cavidades del pie entre los segmentos de los
pies de álabes de turbina contiguos y estando asegurados axialmente
los álabes de turbina mediante las placas de sujeción, estando
dispuestos los elementos de sellado en los intersticios entre las
plataformas de álabes de turbina contiguos para sellar el
intersticio.
Para evitar que se introduzcan gases calientes
en la cavidad del pie formada entre pies de álabes contiguos, lo que
originaría un calentamiento indeseado del borde del disco, el
sistema de suministro de aire de refrigeración para los álabes y
las bandas de estanqueidad están ensamblados entre álabes contiguos
de la turbina. Estas juntas de estanqueidad son usualmente sencillos
elementos planos sueltos y están retenidos mediante una entalladura
en cada uno de los álabes de turbina contiguos. Los diseños
utilizados hasta ahora para las bandas de estanqueidad se basan en
unas tolerancias muy ajustadas; no obstante, este diseño implica el
riesgo de que algunas de las bandas de estanqueidad puedan
desprenderse. Otra evolución del diseño tendía a ser muy ajustada
axialmente. Sin embargo esta evolución implica el riesgo de un
bloqueo de la plataforma. Estos dos diseños usaban una limitación
axial para retener la banda de estanqueidad.
Una falta de alineamiento de la ranura de
sellado de un álabe a otro álabe puede originar el subsiguiente
bloqueo de la plataforma debido al ladeo de las bandas de
estanqueidad. Especialmente si la banda de estanqueidad tiene una
forma curvada, cualquier falta de alineamiento puede amplificar el
ladeo de la banda y puede en consecuencia originar potencialmente el
bloqueo de la plataforma.
Es un objetivo de la presente invención
proporcionar un conjunto ensamblado de álabes de turbina mejorado
con una banda de estanqueidad. Otro objetivo es proporcionar una
turbina de gas con un conjunto ensamblado de álabes de turbina
mejorado que incluya una banda de estanqueidad. Un objetivo
adicional de la presente invención es aportar una banda de
estanqueidad mejorada, en particular para su utilización en un
conjunto ensamblado de álabes de turbina de gas.
Estos objetivos se logran mediante un conjunto
ensamblado de álabes de turbina tal como el que se reivindica en la
reivindicación 1, una banda de estanqueidad como se reivindica en la
reivindicación 6 y con una turbina de gas como se reivindica en la
reivindicación 14. Las reivindicaciones dependientes definen
desarrollos ulteriores de la invención.
El conjunto ensamblado de álabes de turbina
correspondiente a la invención, en particular para una turbina de
gas, incluye un disco con un eje de rotación, álabes de turbina,
placas de sujeción y bandas de estanqueidad curvadas. Cada álabe de
turbina tiene un perfil aerodinámico, un pie de álabe y una
plataforma entre el perfil aerodinámico y el pie de álabe mediante
el cual puede fijarse el mismo al disco. Los álabes de la turbina
están emplazados uno al lado del otro sobre el disco tal que
resultan intersticios entre las plataformas de álabes de turbina
contiguos y existen cavidades en el pie entre los segmentos de los
pies de álabes de turbina contiguos. Los álabes de turbina están
asegurados axialmente en el disco mediante las placas de sujeción.
Las bandas de estanqueidad están dispuestas en los intersticios
entre las plataformas de álabes de turbina contiguos para sellar el
intersticio y sobresalen axialmente más allá del pie del álabe y más
allá de la placa de sujeción.
La placa de sujeción evita el movimiento axial
de la banda de estanqueidad. Esto significa que la banda de
estanqueidad sobresale del reverso de la placa de sujeción. La placa
de sujeción se usa para evitar que la banda de estanqueidad se
desprenda, especialmente hacia dentro de la cavidad del pie. Además,
la banda de estanqueidad está muy suelta en la dirección axial para
hacer frente a la expansión térmica.
El conjunto ensamblado de álabes de turbina
correspondiente a la invención da una mejor libertad axial de
movimiento a la banda de estanqueidad en comparación con diseños
utilizados anteriormente. Esto significa que la banda de
estanqueidad no está completamente fija en la dirección axial. Por
lo tanto la banda de estanqueidad puede expandirse térmicamente en
la dirección axial. El conjunto ensamblado de álabes de turbina
correspondiente a la invención aporta adicionalmente un ensamblaje
fácil para evitar el bloqueo de la plataforma. Además, proporciona
un diseño robusto y es menos propenso a variantes de fabricación que
diseños usados anteriormente. Además, sigue permitiendo la rotación
de la banda de estanqueidad para absorber la falta de alineación
entre plataformas.
Ventajosamente tiene el conjunto ensamblado de
álabes de turbina una banda de estanqueidad que puede curvarse en
dos segmentos a lo largo de su longitud. Por ejemplo tiene el
conjunto ensamblado de álabes de la turbina una banda de
estanqueidad que puede curvarse en forma de S. Generalmente cada
álabe de turbina puede tener un extremo flujo arriba y un extremo
flujo abajo y las placas de sujeción pueden estar situadas en el
extremo flujo abajo de los álabes de la turbina. En el extremo flujo
abajo abandona el álabe de la turbina el flujo que fluye a lo largo
del álabe de la turbina. Además, tiene el conjunto ensamblado de
álabes de la turbina bandas de estanqueidad que pueden cubrir toda
la longitud de las cavidades del pie.
Además, la banda de estanqueidad correspondiente
a la invención, en particular para utilizarla en un conjunto
ensamblado de álabes de la turbina de gas, incluye un segmento recto
y un segmento con un curvado, de acuerdo con la reivindicación 6.
El segmento con un curvado tiene una anchura menor que el segmento
recto. La menor anchura del segmento con un curvado permite una
falta de alineamiento de la ranura de sellado y una posible
articulación de la banda de estanqueidad. Además, este diseño de la
banda de estanqueidad permite el uso de métodos existentes de
sujeción del álabe, especialmente el uso de placas de sujeción en la
parte posterior del disco. Generalmente la banda de estanqueidad
correspondiente a la invención reduce la carga del álabe y evita el
bloqueo de la plataforma, mientras que la banda de estanqueidad
evita de manera efectiva la entrada de gases calientes dentro de las
cavidades del pie. La plataforma completa puede ser sellada por el
segmento recto de la banda de estanqueidad correspondiente a la
invención.
Un segmento de transición está colocado entre el
segmento recto y el segmento con un curvado. Este segmento de
transición tiene la anchura del segmento recto donde está unido al
segmento recto. El segmento de transición tiene la anchura del
segmento con un curvado en el lugar en que está unido al segmento
con un curvado. La anchura del segmento de transición cambia
gradualmente desde la anchura del segmento recto a la anchura del
segmento con un curvado.
El segmento con un curvado de la banda de
estanqueidad puede estar doblado dos veces. Sin embargo el segmento
con el curvado está doblado con una forma de S. El segmento con un
curvado puede comprender al menos un segmento curvado y al menos un
segmento recto y el ángulo entre el segmento recto y una parte recta
del segmento con un curvado y/o entre dos segmentos rectos del
segmento con un curvado puede tener un valor entre 60º y 90º.
Además, el radio de curvatura del segmento curvado del segmento que
contiene una parte curvada puede tener un valor de entre 5 mm y 10
cm, preferiblemente entre 2 cm y 5 cm. Además, la banda de
estanqueidad puede incluir partes rectangulares oblicuas.
Un conjunto ensamblado de álabes de turbina
correspondiente a la invención, en particular para una turbina de
gas, incluye álabes de turbina y también incluye estas bandas de
estanqueidad. Cada álabe de turbina tiene un perfil aerodinámico,
un pie de álabe y una plataforma entre el perfil aerodinámico y el
pie de álabe. El conjunto ensamblado de álabes de turbina
correspondiente a la invención incluye además intersticios entre las
plataformas de álabes de turbina contiguos y cavidades del pie que
están formadas entre los pies del álabe correspondientes a álabes de
turbina contiguos. Tal como ya se ha indicado, el conjunto
ensamblado de álabes de turbina correspondiente a la invención
incluye bandas de estanqueidad. Las bandas de estanqueidad están
dispuestas en los intersticios entre las plataformas de álabes de
turbina contiguos y puede, en particular, cubrir toda la longitud de
la cavidad del pie. La banda de estanqueidad utilizada tiene las
propiedades de cualquiera de las bandas de estanqueidad
correspondientes a la invención antes descritas. El conjunto
ensamblado de álabes de turbina correspondiente a la invención tiene
las mismas ventajas que la banda de estanqueidad correspondiente a
la invención. Esto significa que el mismo reduce la carga del álabe,
evita el bloqueo de la plataforma, proporciona un sellado de la
plataforma completa y evita la entrada de gases calientes dentro de
la cavidad del pie.
La turbina de gas correspondiente a la invención
incluye un conjunto ensamblado de álabes de turbina correspondiente
a la invención, tal como se ha descrito anteriormente.
Otras características, propiedades y ventajas de
la presente invención quedarán claras en base a la siguiente
descripción de una configuración junto con los dibujos anexos.
La figura 1 muestra esquemáticamente un disco de
turbina en una vista frontal.
La figura 2 muestra esquemáticamente un disco de
turbina en una vista en sección.
La figura 3 muestra esquemáticamente una parte
ampliada del disco de la turbina que se muestra en la figura 2.
La figura 4 muestra esquemáticamente una banda
de estanqueidad correspondiente a la invención en una vista
frontal.
La figura 5 muestra esquemáticamente una banda
de estanqueidad correspondiente a la invención en una vista en
sección a lo largo de su longitud.
La figura 6 muestra esquemáticamente una banda
de estanqueidad en una vista en sección a lo largo de la dirección
IV-IV de la figura 4.
La figura 7 muestra una parte ampliada de un
álabe de turbina con una placa de sujeción y una banda de
estanqueidad en una vista en sección.
La figura 8 muestra esquemáticamente una parte
del conjunto ensamblado de álabes de turbina correspondiente a la
invención con una banda de estanqueidad en una vista en
perspectiva.
La figura 1 muestra esquemáticamente un disco de
turbina 1 tal como el que se utiliza usualmente en una turbina de
gas. El disco incluye ranuras axiales 3 en su periferia en las
cuales pueden insertarse pies de los álabes de la turbina para
montar álabes de la turbina en el disco. Dos ejes radialmente
simétricos del disco de la turbina 1 se indican con los números de
referencia 4 y 5.
La figura 2 muestra esquemáticamente un disco de
turbina 1 en vista en sección a lo largo de uno de los ejes de
simetría 4 ó 5. La figura 3 muestra la parte superior de la figura
2, indicada mediante un círculo, en una vista en sección ampliada.
Se muestra allí una parte del disco de la turbina 1 con un álabe de
turbina 22, incluyendo un perfil aerodinámico 7, una plataforma 14,
un pie de álabe 11 y la cavidad del pie 8. Además, la figura 3
muestra una placa de sujeción que asegura el álabe de la turbina
frente a un deslizamiento hacia fuera de la ranura del disco de la
turbina 1.
El disco de la turbina 1 está equipado con
álabes de la turbina 22. Cada álabe de la turbina 22 incluye un
perfil aerodinámico 7, un pie de álabe y una plataforma 14. La
plataforma 14 esta situada entre el perfil aerodinámico 7 y el pie
del álabe 11. Mediante el pie del álabe 11, que está unido con la
plataforma 14, queda montado el álabe de turbina 22 en el disco de
la turbina 1. Para realizar el montaje, un segmento del pie del
álabe 11 se inserta dentro de las ranuras axiales 3 del disco de la
turbina 1. Los pies de los álabes 11 que están situados más bien
sueltos en las ranuras 3, están asegurados en el disco de la
turbina 1 por medio de placas de sujeción 9, que están situadas en
los extremos axiales, en la presente configuración en los extremos
flujo abajo de los álabes de la turbina 22 (ver figura 3).
Las cavidades del pie 8 están formadas entre los
segmentos de pie de álabes de turbina 22 contiguos que están
situados junto a las respectivas plataformas 14. En la figura 2 se
muestran dos álabes de turbina 22 que están montados en segmentos
opuestos del disco de la turbina 1. El eje de rotación del disco de
la turbina 1 en la figura 2 esta indicado por el número de
referencia 6.
El perfil aerodinámico 7, que comprende un borde
flujo arriba 12 y un borde flujo abajo 13, está unido con la
plataforma 14. La plataforma incluye una entalladura 2 dentro de la
cual puede insertarse una banda de estanqueidad 10. La banda de
estanqueidad 10, cuando está insertada dentro de las entalladuras 2
de plataformas contiguas 14, cubre toda la longitud de la cavidad
del pie 8 que está formada bajo la plataforma 14.
La figura 4 muestra una banda de estanqueidad 10
en vista frontal. La banda de estanqueidad 10 incluye varios
segmentos de forma rectangular alargados, que se encuentran situados
oblicuos alineados con los pies de álabe 11. La banda de
estanqueidad 10 tiene esquinas redondeadas para una mejor inserción
dentro de las entalladuras 2 en las plataformas 14.
La banda de estanqueidad 10 incluye un segmento
recto 15, un segmento curvado 16 y un segmento de transición 17. El
segmento de transición 17 está situado entre el segmento recto 15 y
el segmento curvado 16, que se usa para asegurar la banda de
estanqueidad 10 frente a una caída dentro de la cavidad del pie 8.
Generalmente la anchura del segmento curvado 16 es menor que la
anchura del segmento recto 15. El segmento recto 15 es más ancho que
el resto de la banda de estanqueidad 10, puesto que tiene que
aportar la función de sellado principal de la banda 10 y debe por lo
tanto cubrir el espacio entre plataformas contiguas 14 de álabes de
la turbina.
El segmento de transición 17 tiene la anchura
del segmento recto 15 en el lado donde el segmento recto 15 está
enfrentado al segmento de transición 17. El lado opuesto del
segmento de transición 17 que está enfrentado al segmento curvado 16
tiene la anchura del segmento curvado 16. Desde el segmento recto 15
hasta el segmento curvado 16, el segmento de transición 17 se hace
gradualmente más estrecho. Además, el segmento curvado 16 incluye
varios segmentos de forma rectangular alargados, situados oblicuos
alineados con la cara inferior de la plataforma.
La figura 5 muestra la banda de estanqueidad 10
en una vista en sección longitudinal. Puede observarse que el
segmento recto 15 y el segmento de transición 17 son rectos a lo
largo de su longitud. El segmento curvado 16 incluye un primer
segmento curvado 18 que está unido con el segmento de transición 17,
seguido por un primer segmento recto corto 19, un segundo segmento
curvado 20 y un segundo segmento recto 21.
El ángulo entre el segmento recto 15 y el primer
segmento recto 19 del segmento curvado 16 y el ángulo entre el
primer segmento recto 19 y el segundo segmento recto 21 del segmento
curvado 16 se encuentran en la gama de entre 60º y 90º. El radio de
curvatura del primer segmento curvado 18 y/o del segundo segmento
curvado 20 puede tener un valor entre 5 mm y 10 cm, preferiblemente
entre 2 cm y 5 cm. Puede observarse en la figura 5 que la geometría
descrita da a la banda de estanqueidad 10 una forma de S.
En la figura 6 se muestra la banda de
estanqueidad 10 en una vista en sección a lo largo de la dirección
VI-VI, tal como se indica en la figura 4. Puede
observarse en la figura 6 que la sección transversal de la banda de
estanqueidad 10 tiene una forma rectangular alargada con esquinas
redondeadas.
La figura 7 muestra un segmento de un álabe de
turbina con una banda de estanqueidad 10 y una placa de sujeción 9
en una vista en sección. La banda de estanqueidad 10 está colocada
dentro de la entalladura 2 de plataformas contiguas 14 (viéndose
sólo una de las mismas en la figura 7) y está fijada por medio de la
placa de sujeción 9. La placa de sujeción 9 está situada en el
extremo flujo abajo de la placa de la turbina y asegura el pie del
álabe 11 en la dirección axial de la ranura 3 del disco de la
turbina 1.
La banda de estanqueidad 10 tiene una forma de
S, y se ha descrito ya en relación con la figura 5. El segundo
segmento recto 21 del segmento curvado 16 de la banda de
estanqueidad 10 está situado en el extremo flujo abajo del pie 11,
es decir, donde está situada también la placa de sujeción 9. Además,
este segmento recto 21 sobresale más allá del pie del álabe 11 y por
lo tanto también más allá de la placa de sujeción 9. La placa de
sujeción 9 sujeta la banda de estanqueidad 10 en la cara inferior,
evitando por lo tanto un movimiento radial de la banda de
estanqueidad 10. En contraste, sigue siendo posible un movimiento de
expansión térmica en la dirección axial del disco.
La figura 8 muestra un segmento de dos álabes de
turbina 22 que están situados uno junto al otro en un disco 1, en
una vista en perspectiva. Se muestran allí los dos perfiles
aerodinámicos 7, las dos plataformas contiguas 14 y los dos pies de
álabe 11 de los álabes de la turbina 22. Entre las plataformas
contiguas 14 está situada una banda de estanqueidad 10, que está
fijada radialmente por medio de una placa de sujeción 9. Se muestra
en las figuras 7 y 8 que el segmento recto 15 de la banda de
estanqueidad 10 cubre la cavidad del pie 8 que se forma entre los
pies 11 de álabes de turbina 22 contiguos. Además, la banda de
estanqueidad 10 está fijada sólo radialmente, mientras sigue siendo
posible una extensión en dirección axial, causada por ejemplo por
una expansión térmica. Esto hace que el conjunto ensamblado de
álabes de turbina correspondiente a la invención sea menos propenso
a variantes de fabricación y evita que la banda de estanqueidad 10
se desprende, por ejemplo dentro de la cavidad del pie 8.
En resumen y en cuanto a la banda de
estanqueidad, la banda de estanqueidad correspondiente a la
invención permite una inserción fácil de la banda de estanqueidad
dentro de las ranuras de las plataformas de álabes de turbina
contiguos. Además, reduce las cargas que actúan sobre el álabe y
evita un posible bloqueo de la plataforma. Además, la invención
ofrece un sellado completo de la plataforma que evita la entrada de
gases calientes dentro de las cavidades del pie.
Claims (12)
1. Conjunto ensamblado de álabes de turbina, en
particular para una turbina de gas, que incluye un disco (1) con un
eje de rotación (6), álabes de turbina (22), incluyendo cada álabe
de turbina (22) un perfil aerodinámico (7), un pie de álabe (11) y
una plataforma (14) entre el perfil aerodinámico (7) y el pie del
álabe (11), mediante el cual puede fijarse el mismo en el disco (1),
placas de sujeción (9) y bandas de estanqueidad curvadas (10);
- -
- en el que los álabes de la turbina (22) están colocados uno junto a otro sobre el disco (1) tal que existen intersticios entre las plataformas (14) de álabes de turbina (22) contiguos y existen cavidades del pie (8) entre los segmentos de los pies (11) de álabes de turbina (22) contiguos y en el cual los álabes de la turbina (22) están asegurados axialmente respecto al disco (1) por medio de las placas de sujeción (9);
- -
- en el que las bandas de estanqueidad (10) están situadas en los intersticios entre las plataformas (14) de álabes de turbina (22) contiguos para sellar el intersticio y sobresalen axialmente más allá del pie del álabe (11) y más allá de la placa de sujeción (9).
\vskip1.000000\baselineskip
2. Conjunto ensamblado de álabes de turbina tal
como se reivindica en la reivindicación 1,
en el que la banda de estanqueidad (10) está
curvada en dos segmentos a lo largo de su longitud.
\vskip1.000000\baselineskip
3. Conjunto ensamblado de álabes de la turbina
tal como se reivindica en la reivindicación 1 ó 2,
en el que la banda de estanqueidad (10) está
curvada con forma de S.
\vskip1.000000\baselineskip
4. Conjunto ensamblado de álabes de turbina tal
como se reivindica en cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3,
en el que cada álabe de la turbina (22) tiene un
extremo flujo arriba (12) y un extremo flujo abajo (13) y las placas
de sujeción (9) están situadas en los extremos flujo abajo (13) de
los álabes de la turbina (22).
\vskip1.000000\baselineskip
5. Conjunto ensamblado de álabes de turbina tal
como se reivindica en cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4,
en el que las bandas de estanqueidad (10) cubren
toda la longitud de las cavidades del pie (8).
\vskip1.000000\baselineskip
6. Banda de estanqueidad (10) para utilizarla en
un conjunto ensamblado de álabes de turbina según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 5, en particular para utilizarla en un conjunto
ensamblado de álabes de turbina de gas, que consiste en
- -
- un segmento recto (15) en el primer extremo de la banda de estanqueidad (10), y
- -
- un segmento de transición (17), y
- -
- un segmento (16) con un curvado,
en el que el segmento (16) con un curvado es más
estrecho que el segmento recto (15), y
en el que el segmento (16) con un curvado
comprende un segundo segmento recto (21) en un segundo extremo de
la banda de estanqueidad (10), y
en el que el segmento (16) con un curvado está
curvado en forma de S, y
en el que el segmento de transición (17) está
situado entre el segmento recto (15) y el segmento con un curvado
(16), teniendo el segmento de transición (17) la anchura del
segmento recto (15) allí donde está unido con el segmento recto
(15) y teniendo la anchura del segmento con un curvado (16) allí
donde está unido con el segmento con un curvado (16), cambiando
gradualmente la anchura desde la anchura del segmento recto (15) a
la anchura del segmento con un curvado (16), en el que el segmento
con un curvado (16) es más estrecho que el segmento recto (15).
\vskip1.000000\baselineskip
7. Banda de estanqueidad (10) tal como se
reivindica en la reivindicación 6,
en el que el segmento con un curvado (16) está
curvado dos veces.
\vskip1.000000\baselineskip
8. Banda de estanqueidad (10) tal como se
reivindica en cualquiera de las reivindicaciones 6 a 7,
en el que el segmento con un curvado (16)
incluye al menos un segmento curvado (18, 20) y al menos un segmento
recto (19); y
en el que el ángulo entre el segmento recto (15)
y el segmento recto (19) del segmento con un curvado (16) y/o entre
dos segmentos rectos (19) del segmento con un curvado (16) tiene un
valor de entre 60º y 90º.
\vskip1.000000\baselineskip
9. Banda de estanqueidad (10) tal como se
reivindica en cualquiera de las reivindicaciones 6 a 8,
en la que el radio de curvatura del segmento
curvado (18, 20) del segmento con un curvado (16) tiene un valor de
entre 5 mm y 10 cm.
\vskip1.000000\baselineskip
10. Banda de estanqueidad (10) tal como se
reivindica en la reivindicación 9,
en la que el radio de curvatura del segmento
curvado (18, 20) tiene un valor entre 2 cm y 5 cm.
\vskip1.000000\baselineskip
11. Banda de estanqueidad (10) tal como se
reivindica en cualquiera de las reivindicaciones 6 a 10,
en la que la banda de estanqueidad (10) incluye
segmentos rectangulares oblicuos.
\vskip1.000000\baselineskip
12. Turbina de gas que incluye un conjunto
ensamblado de álabes de turbina tal como se reivindica en cualquiera
de las reivindicaciones 1 a 5.
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