ES2695723T3 - Alabe de turbina con radio interior variable de borde posterior - Google Patents

Alabe de turbina con radio interior variable de borde posterior Download PDF

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Abstract

Un álabe (200; 290) de turbina que comprende: Un perfil aerodinámico (58; 86; 486) que se extiende entre una plataforma (84) interior y una plataforma (82) exterior, estando hueco dicho perfil aerodinámico (59; 86; 486) y un hueco dentro de dicho perfil aerodinámico (59; 86; 486) que se extiende entre un borde (491) interior delantero a un borde (90; 494) interior posterior; en donde el perfil aerodinámico (58; 86; 486) incluye una pared (104) lateral de succión y una pared (102) lateral de presión que se extienden desde dicho borde (491) interior delantero a dicho borde (90; 494) interior posterior y están conectados entre sí mediante una pared (101) exterior a un borde (492) exterior posterior del perfil aerodinámico (58; 86; 486); en donde la conexión entre la pared (104) lateral de succión y la pared (102) lateral de presión forma en una sección radial un arco interior a dicho borde (90; 494) interior posterior que tiene un radio (89; 190) interior que varía a lo largo de una longitud radial de un álabe (200; 290) de turbina entre dichas plataformas (82, 84) interior y exterior; y caracterizado por que dicho radio (89; 190) interior es mayor en ambas de dichas plataformas (84, 82) interior y exterior que en ubicaciones de radio menor dispuestas en una región definida radialmente entre dichas plataformas (84, 82) interior y exterior; y por que dichas ubicaciones de radio menor están más cerca de la pared (101) exterior en el borde (492) exterior posterior del perfil aerodinámico (86) que dichas ubicaciones de radio mayor en dichas plataformas (84, 82) interior y exterior.

Description

DESCRIPCION
Alabe de turbina con radio interior variable de borde posterior
Referencia cruzada a la solicitud relacionada
Esta solicitud reivindica la prioridad de la Solicitud Provisional de los EE.UU. N° 61/835015, registrada el 14 de junio de 2013
Antecedentes de la invencion
Esta solicitud se refiere a un alabe de turbina en donde un radio interior vana a lo largo de una direccion radial. Los motores de turbina de gas son conocidos y, tfpicamente, incluyen un compresor que entrega aire comprimido a una seccion de combustion donde es mezclado con combustible y encendido. Los productos de esta combustion pasan aguas abajo sobre los rotores de la turbina impulsandolos para girar. Los rotores de turbina son alternados con alabes estaticos, que son utilizados para dirigir adecuadamente el flujo de los productos de combustion que han de estar en una condicion deseable cuando alcance un rotor de turbina aguas abajo.
Una ubicacion donde se han utilizado alabes es en un bastidor de turbina media que esta posicionado entre un rotor de turbina de mayor presion y un rotor de turbina de menor presion. Los alabes incluyen tfpicamente una periferia exterior de perfil aerodinamico y estan huecos. Un radio interior de un borde posterior del perfil aerodinamico ha sido generalmente constante a lo largo de una dimension radial del alabe. El radio interior esta definido en una direccion circunferencial.
Se ha descrito un alabe de turbina de la tecnica anterior que tiene las caractensticas del preambulo de la reivindicacion 1 en el documento US 2003/180147. Se han descrito otros alabes de turbina de la tecnica anterior en los documentos EP 1.827.684, US 2006/093470, US 2011/081239 y US 2011/164970.
Compendio
A partir de un aspecto, la presente invencion proporciona un alabe de turbina segun la reivindicacion 1.
En otra realizacion segun cualquiera de las realizaciones previas, las ubicaciones de radio menor incluyen un radio interior generalmente constante que es mas pequeno que el radio interior en las plataformas interior y exterior, siendo utilizado el radio interior generalmente constante a lo largo de la mayor parte de una longitud radial del borde interior posterior.
En otra realizacion segun cualquiera de las realizaciones previas, una relacion del radio interior al menos en una de las plataformas interior y exterior al radio interior en las ubicaciones de radio menor esta entre 1.1 y 6.1.
En otra realizacion segun cualquiera de las realizaciones previas, se ha formado una superficie de cierre hermetico al menos sobre una de las plataformas interior y exterior en una ubicacion mas alla del borde posterior.
En otra realizacion segun cualquiera de las realizaciones previas, se ha formado un nervio sobre al menos una de las plataformas interior y exterior en una ubicacion mas alla del borde interior posterior.
En otra realizacion segun cualquiera de las realizaciones previas, el alabe esta inclinado de tal manera que un borde exterior delantero y un borde interior delantero del perfil aerodinamico se extienden en un angulo no perpendicular entre las plataformas interior y exterior.
En otra realizacion segun cualquiera de las realizaciones previas, existe una pluralidad de distintos radios interiores entre las plataformas interior y exterior.
A partir de otro aspecto, la presente invencion proporciona un bastidor de turbina media para usar en un motor de turbina de gas segun la reivindicacion 8.
A partir de aun otro aspecto, la presente invencion proporciona un motor de turbina de gas segun la reivindicacion 9. En otra realizacion segun la realizacion previa, se ha definido un radio interior en el borde interior posterior en una direccion circunferencial medida entre las paredes circunferenciales que definen el hueco. El radio interior vana a lo largo de una longitud radial definida entre las plataformas interior y exterior para proporcionar las diferentes distancias a la primera y segunda ubicaciones.
Las realizaciones, ejemplos y alternativas de los parrafos precedentes, las reivindicaciones, o la siguiente descripcion y dibujos, que incluyen cualquiera de sus distintos aspectos o caractensticas individuales respectivas, pueden ser tomadas independientemente o en cualquier combinacion. Las caractensticas descritas en conexion con una realizacion se pueden aplicar a todas las realizaciones, a menos que tales caractensticas sean incompatibles.
Estas y otras caractensticas pueden ser mejor comprendidas a partir de los siguientes dibujos y memoria descriptiva.
Breve descripcion de los dibujos
La fig. 1A muestra un motor de turbina de gas.
La fig. 1B muestra un bastidor de turbina media incorporado al motor de turbina de gas de la fig. 1A.
La fig. 1C muestra un detalle de un alabe.
La fig. 2A muestra un primer radio interior de borde posterior posible.
La fig. 2B muestra un radio interior de borde posterior alternativo.
La fig. 2C muestra un detalle de la diferencia entre las figs. 2A y 2B alternativas.
La fig. 2D muestra una realizacion alternativa.
La fig. 3A muestra un desaffo de diseno.
La fig. 3B muestra otro desaffo de diseno.
La fig. 4A ilustra una seccion transversal a lo largo de la lmea 4-4 de la fig. 2C.
La fig. 4B muestra una realizacion alternativa.
Descripcion detallada
La fig. 1A ilustra esquematicamente un motor 20 de turbina de gas. Se ha descrito el motor 20 de turbina de gas en este documento como un turbo-ventilador de dos bobinas que incorpora generalmente una seccion 22 de ventilador, una seccion 24 de compresor, una seccion 26 de camara de combustion y una seccion 28 de turbina. Motores alternativos podnan incluir una seccion de produccion de aumento (no mostrada) entre otros sistemas o caractensticas. La seccion 22 de ventilador impulsa el aire a lo largo de un trayecto B de flujo de derivacion en un conducto de derivacion definido dentro de una plataforma movil 15, mientras la seccion 24 de compresor impulsa el aire a lo largo de un trayecto C de flujo de nucleo para la compresion y comunicacion a la seccion 26 de la camara de combustion despues la expansion a traves de la seccion 28 de turbina. Aunque se ha representado como un motor de turbina de gas de turbo-ventilador de dos bobinas en la realizacion no limitativa descrita, debena comprenderse que los conceptos descritos en este documento no estan limitados para usar con turbo-ventiladores de dos bobinas ya que las ensenanzas pueden ser aplicadas a otros tipos de motores de turbina incluyendo arquitecturas de tres bobinas.
El motor 20 ejemplar incluye generalmente una bobina 30 de baja velocidad y una bobina 32 de alta velocidad montadas para la rotacion alrededor de un eje A longitudinal central del motor con relacion a una estructura 36 estatica de motor mediante distintos sistemas 38 de cojinete. Debena comprenderse que pueden alternativa o adicionalmente ser proporcionados varios sistemas 38 de cojinete en varias ubicaciones, y se puede variar la ubicacion de los sistemas 38 de cojinete segun sea apropiado para la aplicacion.
La bobina 30 de baja velocidad incluye generalmente un arbol 40 interior que interconecta un ventilador 42, un compresor 44 de baja presion y una turbina 46 de baja presion. El arbol 40 interior esta conectado al ventilador 42 a traves de un mecanismo de cambio de velocidad, que en el motor 20 ejemplar de turbina de gas esta ilustrado como una arquitectura 48 de engranajes para impulsar el ventilador 42 a una velocidad inferior que la de la bobina 30 de baja velocidad. La bobina 32 de alta velocidad incluye un arbol 50 exterior que interconecta un compresor 52 de alta presion y una turbina 54 de alta presion. Una camara de combustion 56 esta dispuesta en la turbina 20 ejemplar de gas entre el compresor 52 de alta presion y la turbina 54 de alta presion. Un bastidor 57 de turbina media de la estructura 36 estatica de motor esta dispuesto generalmente entre la turbina 54 de alta presion y la turbina 46 de baja presion. El bastidor 57 de turbina media soporta ademas sistemas 38 de cojinete en la seccion 28 de turbina. El arbol 40 interior y el arbol 50 exterior son concentricos y giran mediante los sistemas 38 de cojinete alrededor del eje A longitudinal central de motor que es colineal con sus ejes longitudinales. Para las realizaciones del motor 20 con tres bobinas, no mostrado en la fig. 1A, pueden existir multiples bastidores 57 de turbina media entre, por ejemplo, una bobina alta y una bobina intermedia y entre una bobina intermedia y una bobina baja. Un experto en la tecnica puede aplicar varias de las realizaciones descritas en este documento a multiples ubicaciones entre bobinas encontradas en varios motores 20 de configuracion.
El flujo de aire de nucleo es comprimido por el compresor 44 de baja presion a continuacion el compresor 52 de alta presion, es mezclado y quemado con combustible en la camara de combustion 56, despues expandido sobre la turbina 54 de alta presion y la turbina 46 de baja presion. El bastidor 57 de turbina media incluye perfiles aerodinamicos 59 que estan en el trayecto C de flujo de aire de nucleo. Las turbinas 46, 54 impulsan de forma giratoria la bobina 30 de baja velocidad y la bobina 32 de alta velocidad respectivas en respuesta a la expansion. Se apreciara que se pueden variar cada una de las posiciones de la seccion 22 de ventilador, la seccion 24 de compresor, la seccion 26 de camara de combustion, la seccion 28 de turbina, y el sistema 48 de engranajes de accionamiento del ventilador. Por ejemplo, el sistema 48 de engranajes. Por ejemplo, el sistema 48 de engranajes puede estar ubicado hacia atras de la seccion 26 de camara de combustion o incluso hacia atras de la seccion 28 de turbina, y la seccion 22 de ventilador puede estar posicionada hacia adelante o hacia atras de la ubicacion del sistema 48 de engranajes.
El motor 20 en un ejemplo es un motor de aeronave de engranajes de alta derivacion. En un ejemplo adicional, la relacion de derivacion del motor 20 es mayor que aproximadamente seis (6), con una realizacion ejemplar que es mayor que aproximadamente diez (10), la arquitectura 48 de engranajes es un tren de engranajes epicicloidal tal como un sistema de engranaje planetario u otro sistema de engranajes, con una relacion de reduccion de engranaje mayor que aproximadamente 2,3 y la turbina 46 de baja presion tiene una relacion de presion que es mayor que aproximadamente cinco. En una realizacion descrita, la relacion de derivacion del motor 20 es mayor que aproximadamente diez (10:1), el diametro del ventilador es significativamente mayor que el del compresor 44 de baja presion, y la turbina 46 de baja presion tiene una relacion de presion que es mayor que aproximadamente cinco 5:1. La relacion de presion de la turbina 46 de baja presion es la presion medida antes de la entrada de la turbina 46 de baja presion en relacion con la presion a la salida de la turbina 46 de baja presion antes de una boquilla de escape. La arquitectura 48 de engranajes puede ser un tren de engranajes epicicloidal , tal como un sistema de engranaje planetario u otro sistema de engranajes, con una relacion de reduccion de engranajes mayor que aproximadamente 2,3:1. Debena comprenderse, sin embargo, que los parametros anteriores son solamente ejemplares de una realizacion de un motor de arquitectura de engranajes y que la presente invencion se puede aplicar a otros motores de turbina de gas que incluyen turbo-ventiladores de accionamiento directo.
Una cantidad significativa de empuje es proporcionado mediante el flujo B de derivacion debido a la relacion de alto mdice de derivacion. La seccion 22 de ventilador del motor 20 esta disenada para una condicion de vuelo particular tfpicamente navega a aproximadamente 0,8 Mach y aproximadamente 10,7 km (35,000 pies). La condicion de vuelo de 0,8 Mach y 10,7 km (35,000 pies), con el motor en su mejor consumo de combustible - tambien conocido como Consumo Espedfico de Combustible por Libra de Empuje ('TSFC') en modo optimo- es el parametro estandar de la industria de lbm de combustible que es quemado dividido por lbf de libra de empuje que el motor produce en ese punto mmimo. "La baja relacion de presion de ventilador" es la relacion de presion a traves de solamente el aspa del ventilador, sin un sistema de Alabe de Gma de Salida del Ventilador ("FEGV"). La relacion de baja presion del ventilador como se ha descrito en este documento segun una realizacion no limitativa es menor que aproximadamente 1,45. La "velocidad punta del ventilador corregida inferior" es la velocidad punta del ventilador real en pies/sg dividido por una correccion de temperatura estandar de la industria de [(Tram °R) / (518,7 °R)]05 (donde °R = K x 9/5). La "velocidad punta del ventilador inferior corregida" como se ha descrito en este documento segun una realizacion no limitativa es menor que aproximadamente 351 m/s (1150 pies/sg).
La fig. 1B ilustra un bastidor 80 de turbina media que puede ser incorporado al motor 20 de turbina de gas. Es decir, el bastidor 80 de turbina media puede ser usado en la ubicacion del bastidor 57 de turbina media, y los cojinetes 38 de soporte. Una plataforma 82 exterior es separada de una plataforma 84 interior. Los perfiles aerodinamicos 86 se extienden entre la plataforma 84 interior y la plataforma 82 exterior. Los perfiles aerodinamicos 86 se puede ver que son huecos.
La fig. 1C muestra un detalle de los alabes 200. Un alabe 200 se ha definido para incluir un perfil aerodinamico 86 y una parte de la plataforma 82 y 84. Como se ha mostrado en la fig. 1C, los alabes 200 son segmentados. Mientras la fig. 1C muestra los alabes conectados juntos que dan como resultado una unidad de repeticion que comprende dos alabes 200. En otras realizaciones, el numero de alabes 200 presente en una sola unidad de repeticion puede variar de uno a multiples alabes. Las unidades de repeticion son ensambladas axialmente alrededor de la lmea central del motor 20 para formar una estructura generalmente circunferencial. De esta manera el bastidor 80 de turbina media esta formado juntando multiples unidades de repeticion que incluyen uno o mas alabes 200 juntos tal como se ha mostrado en la fig. 1B. Por otro lado, en una realizacion descrita, el bastidor 80 de turbina media se emite como una sola parte.
Como se ha mostrado en la fig. 2A, un radio 89 interior en el borde 90 posterior es relativamente pequeno. Alternativamente, la fig. 2B muestra un radio 190 mayor de borde posterior.
La fig. 2C muestra una diferencia en la cantidad de material entre el radio 190 de la fig. 2B y el radio 89 de la fig. 2A. La fig. 2D muestra esquematicamente otra realizacion del alabe 486 que generana preocupaciones con respecto a tener un radio excesivamente pequeno en las plataformas. El alabe 486 esta inclinado, lo que significa que una extremidad exterior del borde delantero en 490 esta separada mas hacia adelante que una extremidad 491 interior. Esto da como resultado que el borde 492 exterior posterior esta tambien separado hacia adelante con relacion al borde 494 interior posterior. Como se ha establecido de otra manera, el borde delantero y el borde posterior se extienden desde las plataformas en un angulo no perpendicular.
Los cierres hermeticos 500 (mostrados esquematicamente) son posicionados sobre ambas plataformas 82 y 84. Los cierres hermeticos 500 no deben cerrar el hueco dentro del perfil aerodinamico 486. Como se ha mostrado, de alguna manera esquematicamente, debena ser usado el radio 89 como se ha ilustrado en la fig. 2C, en vez del radio 190, el cierre hermetico 500 en la extremidad posterior radialmente interior podna bloquear una parte del hueco. Esto sena indeseable. Esto proporciona otra razon por la que tener un radio mayor en una de las plataformas podna ser beneficioso.
La fig. 3A muestra que el radio 190 interior de borde posterior terminana antes que el radio 89 interior de borde posterior. Si el radio 89 interior de borde posterior ha sido utilizado en la plataforma 84 interior, se extendena a traves de una superficie 94 de cierre hermetico. Asf, el radio 190 mayor sena deseable en la plataforma 84 interior. De manera similar, un nervio 98, mostrado en la fig. 3B, esta formado sobre la plataforma 82 exterior y el radio 190 interior mayor de borde posterior terminana antes de cruzar el nervio 98.
Sin embargo, como puede apreciarse desde la fig. 2C, la utilizacion del radio 190 mayor dana como resultado material adicional. El material adicional no es necesario a lo largo de una longitud radial dentro de los alabes 86, entre las plataformas 82 y 84.
Asf, la fig. 4A muestra un radio variable a lo largo de una direccion radial y una superficie 100 interior de un borde 90 posterior. Un radio R1 puede ser utilizado en la plataforma 82 exterior y combinado con un radio R2 que se extiende por la mayor parte de la longitud radial de la superficie 100 de borde posterior. Un radio R3 de transicion puede ser utilizado para transicionar a un radio R4 que se extendena a la plataforma 84 interior. Debena comprenderse que los radios R1-R4 estan definidos en el plano de la fig. 4A. Es decir, son medidos en una direccion que sera generalmente circunferencial y entre las paredes 102 y 104 del alabe 86, como se ha mostrado en la fig. 2C.
La fig. 4A muestra una pared 101 exterior en el borde exterior posterior del perfil aerodinamico 86. Como puede apreciarse a partir de la fig. 4A, esta superficie exterior es mas constante de lo que lo es la superficie 100 interior. Por otro lado, la superficie exterior puede variar.
En las realizaciones, R1 y R4 pueden ser significativamente mayores que R2. Por ejemplo, R1 y R4 podnan ser de 0,156 pulgadas (aproximadamente 0,2286 centimetros) mientras que R2 podna ser de 0,030 pulgadas (aproximadamente 0,1016 centfmetros). En las realizaciones, una relacion de R1 o R4 a R2 puede estar entre 1.1 y 6.1. De nuevo, R2 puede extenderse por la mayor parte de la longitud radial de la superficie 100.
En las realizaciones, se puede utilizar cualquier numero de variaciones en los radios, como ejemplo, un radio pequeno podna ser utilizado en el diametro exterior, con un radio de transicion pequeno, y a continuacion un radio de diametro interior grande. Ademas, como se ha descrito anteriormente, el radio exterior podna ser grande, siendo el radio interno pequeno, y siendo el radio interior grande. Ademas, el radio exterior podna ser grande, siendo el radio interno grande, y siendo el radio interior pequeno. Cualquier numero combinaciones de los distintos radios podna ser adecuado para una aplicacion particular.
Como se ha mostrado en la fig. 4A, los puntos 300 y 302 de la superficie 100 en las plataformas 82 y 84 podnan estar separados ademas aguas arriba en una direccion de flujo D que son partes intermedias, tal como se ha mostrado en 301. Como se ha establecido de otra manera, la parte 301 radialmente intermedia puede estar mas cerca de la pared 101 exterior que son partes 300 y 302 exteriores.
La fig. 4A es un ejemplo para mostrar la potencia de las caractensticas descritas, e ilustrar varias posibilidades. Como ejemplo, una protuberancia 304 radialmente central tiene un radio mayor que el de la parte 301.
En la practica, la fig. 4B puede mostrar una realizacion 290 mas probable en donde hay un radio Ro mayor en la parte radialmente exterior, con radios de transicion T que se mezclan con un radio C constante que se combina con otros radios T de transicion, y finalmente un radio Ri mayor en la extremidad interior. El radio C constante puede extenderse por la mayor parte de la longitud radial del alabe 290.
La capacidad de utilizar un radio variable a lo largo de la longitud eliminara material, y proporciona asf un ahorro de peso, mientras que aborda la tension y otros problemas ffsicos como se ha descrito anteriormente. En un ejemplo, se puede conseguir un ahorro de peso de hasta una libra utilizando el radio variable.
Aunque se ha descrito una realizacion de esta invencion, un trabajador experto en la tecnica reconocena que ciertas modificaciones entranan dentro del alcance de esta descripcion. Por esta razon, las siguientes reivindicaciones debenan ser estudiadas para determinar el verdadero alcance y contenido de esta descripcion.

Claims (10)

REIVINDICACIONES
1. - Un alabe (200; 290) de turbina que comprende:
Un perfil aerodinamico (58; 86; 486) que se extiende entre una plataforma (84) interior y una plataforma (82) exterior, estando hueco dicho perfil aerodinamico (59; 86; 486) y un hueco dentro de dicho perfil aerodinamico (59; 86; 486) que se extiende entre un borde (491) interior delantero a un borde (90; 494) interior posterior;
en donde el perfil aerodinamico (58; 86; 486) incluye una pared (104) lateral de succion y una pared (102) lateral de presion que se extienden desde dicho borde (491) interior delantero a dicho borde (90; 494) interior posterior y estan conectados entre sf mediante una pared (101) exterior a un borde (492) exterior posterior del perfil aerodinamico (58; 86; 486);
en donde la conexion entre la pared (104) lateral de succion y la pared (102) lateral de presion forma en una seccion radial un arco interior a dicho borde (90; 494) interior posterior que tiene un radio (89; 190) interior que vana a lo largo de una longitud radial de un alabe (200; 290) de turbina entre dichas plataformas (82, 84) interior y exterior; y caracterizado por que
dicho radio (89; 190) interior es mayor en ambas de dichas plataformas (84, 82) interior y exterior que en ubicaciones de radio menor dispuestas en una region definida radialmente entre dichas plataformas (84, 82) interior y exterior; y por que
dichas ubicaciones de radio menor estan mas cerca de la pared (101) exterior en el borde (492) exterior posterior del perfil aerodinamico (86) que dichas ubicaciones de radio mayor en dichas plataformas (84, 82) interior y exterior.
2. - El alabe de turbina como se ha descrito en la reivindicacion 1, en donde dichas ubicaciones de radio menor incluyen un radio interior generalmente constante que es mas pequeno que dicho radio (89; 190) interior en dichas plataformas (84, 82) interior y exterior, siendo utilizado dicho radio interior generalmente constante a lo largo de la mayor parte de una longitud radial de dicho borde (90; 494) interior posterior.
3. - El alabe de turbina como se ha descrito en la reivindicacion 1 o 2, en donde una relacion de dicho radio (89; 190) interior en al menos una de dichas plataformas (84, 82) interior y exterior a dicho radio interior en dichas ubicaciones de radio menor esta entre 1.1 y 6.1.
4. - El alabe de turbina como se ha descrito en cualquier reivindicacion precedente, en donde una superficie (94) de cierre hermetico esta formada al menos sobre una de dichas plataformas (84, 82) interior y exterior en una ubicacion axialmente mas alla de dicho borde (90; 494) interior posterior.
5. - El alabe de turbina como se ha descrito en cualquier reivindicacion precedente, en donde un nervio (98) esta formado al menos sobre una de dichas plataformas (84, 82) interior y exterior en una ubicacion mas alla de dicho borde (90; 494) interior posterior.
6. - El alabe de turbina como se ha descrito en cualquier reivindicacion precedente, en donde dicho alabe (200; 290) esta inclinado de tal manera que un borde (490) exterior delantero y un borde (491) interior delantero de dicho perfil aerodinamico (59; 86; 486) se extienden en un angulo no perpendicular entre dichas plataformas (84, 82) interior y exterior.
7. - El alabe de turbina como se ha descrito en cualquier reivindicacion precedente, en donde hay una pluralidad de radios interiores distintos (Ri, Ro, R1, R2, R3, R4) entre dichas plataformas (84, 82) interior y exterior.
8. - Un bastidor (57, 80) de turbina media para utilizar en un motor (20) de turbina de gas que comprende una pluralidad de alabes segun el alabe de turbina de cualquier reivindicacion precedente, en donde las paredes (102, 104) son paredes circunferenciales que definen el hueco.
9. - Un motor (20) de turbina de gas que comprende:
un rotor de turbina de mayor presion y un rotor de turbina de menor presion, y el bastidor de turbina media de la reivindicacion 8 posicionado entre dichos rotores de turbina de mayor y menor presion y que soporta un cojinete, en donde una primera ubicacion de dicho borde (491) interior delantero al menos en una de dicha plataforma (84) interior y dicha plataforma (82) exterior esta separada una distancia mayor a partir de un borde (490) exterior delantero de dicho perfil aerodinamico (59; 86; 486) que una segunda ubicacion radialmente intermedia de dicho borde (90; 494) interior posterior.
10. - El motor de turbina de gas como se ha descrito en la reivindicacion 9, en donde dicho radio x (89; 190) interior que vana a lo largo de una longitud radial definida entre dichas plataformas (84, 82) interior y exterior proporciona las diferentes distancias en dichas primera y segunda ubicaciones.
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