ES2699901T3 - Estructura de soporte de rodamiento para turbina - Google Patents

Estructura de soporte de rodamiento para turbina Download PDF

Info

Publication number
ES2699901T3
ES2699901T3 ES09380162T ES09380162T ES2699901T3 ES 2699901 T3 ES2699901 T3 ES 2699901T3 ES 09380162 T ES09380162 T ES 09380162T ES 09380162 T ES09380162 T ES 09380162T ES 2699901 T3 ES2699901 T3 ES 2699901T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
aerodynamic
spans
outer ring
turbine
inner ring
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES09380162T
Other languages
English (en)
Inventor
Agiriano Jon Heriz
Díaz Raúl Vázquez
Robles David Cadrecha
Rodrigo Sergio Moñux
Camio Erlantz Cristobal
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Industria de Turbo Propulsores SA
Original Assignee
Industria de Turbo Propulsores SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Industria de Turbo Propulsores SA filed Critical Industria de Turbo Propulsores SA
Application granted granted Critical
Publication of ES2699901T3 publication Critical patent/ES2699901T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Estructura de soporte de rodamiento para turbina 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 (7) del conjunto motor que contiene a la turbina, donde - 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 (7) 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, - donde los vanos aerodinámicos (6) son más ligeros que los vanos estructurales (5), - donde - el número de vanos estructurales (5) que se disponen depende exclusivamente - de las cargas a transmitir del rodamiento (3) a los puntos de amarre (7) 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, - donde los vanos estructurales (5) cumplen únicamente funciones estructurales y los vanos aerodinámicos (6) cumplen únicamente funciones aerodinámicas, la estructura de soporte caracterizada porque los vanos aerodinámicos (6) se unen a al menos uno de los dos anillos (1,2) mediante al menos una pletina metálica (8) de sección en "L", que comprende - una primera ala (9) que contacta con el vano aerodinámico (6), - y una segunda ala (10) unida rígidamente al anillo (1,2), y donde - cada uno de los vanos aerodinámicos (6) se une al anillo interior (1) mediante dos pletinas metálicas (8), 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 (8), dispuestas una a cada lado del vano aerodinámico (6), y donde las primeras alas (9) de las pletinas metálicas (8) que unen los vanos aerodinámicos (6) a uno de los anillos (1.2) se fijan rígidamente a vanos aerodinámicos (6), mientras que las primeras alas (9) de las pletinas metálicas (8) que unen los vanos aerodinámicos (6) al otro anillo (2,1) apoyan contra dichos vanos aerodinámicos (6).

Description

DESCRIPCIÓN
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.
El documento de patente US4989406 describe una turbina de gas que resuelve los problemas anteriores.
Era 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 según la reivindicación 1, 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. 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. Según la invención 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.
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 un ejemplo alternativo que no forma parte de la invención, 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 no cubiertos por la presente invención, 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 en ejemplos que no forman parte de la presente invención 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 de ejemplo que no forma parte 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 la invención, mediante pletinas metálicas.
La figura 4 muestra en perspectiva el agrupamiento de vanos aerodinámicos según un ejemplo que no forma parte de la invención, 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 un ejemplo que no forma parte de la invención, 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 otro ejemplo que no forma parte de la invención, 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 un ejemplo que no forma parte de la invención, 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. puntos de amarre del conjunto motor
8. pletinas metálicas
9. primera ala de las pletinas metálicas
10. segunda ala de las pletinas metálicas
11. paquetes de vanos aerodinámicos
12. membrana interior
13. membrana exterior
14. 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 7 del conjunto motor. El anillo interior 1 y el anillo exterior 2 están conectados por una pluralidad de vanos 5,6 dispuestos circunferencialmente entra ambos, a modo de radios.
Estos vanos 5,6 se dividen en vanos estructurales 5 y vanos aerodinámicos 6. Los vanos estructurales 5 se encargan de transmitir las cargas del rodamiento 3 a los puntos de amarre 7 del conjunto motor que están en el anillo exterior 2, y de ser conducto de paso de fluidos de servicio, tales como aire, agua, o aceite entre el anillo interior 1 y el anillo exterior 2. Los vanos aerodinámicos 6 se encargan de proporcionar los requisitos aerodinámicos a la estructura, como por ejemplo, enderezar la corriente principal de trabajo de la turbina. Debido a la diferencia entre la función de ambos tipos de vanos 5,6, los vanos aerodinámicos 6 son más ligeros que los vanos estructurales 5.
En la presente estructura de soporte de rodamiento para turbinas, las funciones mecánica o estructural, y la aerodinámica están totalmente desacopladas, es decir, los vanos estructurales 5 cumplen únicamente funciones estructurales y los vanos aerodinámicos 6 cumplen únicamente funciones aerodinámicas.
Por tanto, el número de vanos estructurales 5 que se disponen entre el anillo interior 1 y el anillo exterior 2, dependen exclusivamente de las cargas a transmitir entre el rodamiento 3 y los puntos de amarre 7 del conjunto motor situados en el anillo exterior 2 y de la cantidad y tipo de fluidos de servicios que deben pasar entre el anillo interior 1 y el anillo exterior 2, mientras que el número de vanos aerodinámicos 6 que se disponen, y la sección de éstos depende exclusivamente de los requisitos aerodinámicos exigidos a la estructura de soporte para el enderezamiento de la corriente principal de trabajo de la turbina.
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 un ejemplo que no forma parte de la invención, en el 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.
Los medios de unión inventivos consisten en al menos una pletina metálica 8, la cual está formada por una primera ala 9 que es la que contacta con el vano aerodinámico 6, y una segunda ala 10 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 8, pudiendo utilizarse una pletina metálica 8 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 8, 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 8, y por su otro extremo al anillo exterior 2 mediante otro par de pletinas metálicas 8. En este caso, las primeras alas 9 de las pletinas 8 que unen los vanos aerodinámicos 6 al anillo interior 1 se fijan rígidamente a los vanos aerodinámicos 6, mientras que las primeras alas 9 de las pletinas 8 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 9 de las pletinas 8 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 9 de las pletinas 8 que unen los vanos aerodinámicos 6 al anillo interior 1 son las que únicamente apoyan contra dichos vanos aerodinámicos. Esta realización es similar a la anterior, sólo que la movilidad se produce en proximidad del anillo interior 1 y no del anillo exterior 2.
De acuerdo con un ejemplo que no forma parte 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 8, hay otros ejemplos que no forman parte de la invención, para unir los vanos aerodinámicos 6 a los anillos 1,2. Las figuras 4 y 5 muestran el agrupamiento en paquetes 11, de diversos vanos aerodinámicos 6, preferentemente todos los que están dispuestos entre dos vanos estructurales 5, por medio de una membrana interior 12 que se fija en uno de los extremos de éstos, y al anillo interior 1, y una membrana exterior 13, que se fija en el otro extremo de éstos y al anillo exterior 2. Tal y como muestran las figuras 4 y 6, las membranas interior 10 y exterior 13 se fijan de forma rígida a los anillos interior 1 y exterior 2 respectivamente mediante unas bridas 14 dispuestas en el borde de las membranas 12,13. De forma alternativa, los paquetes 11 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 14 en una ranura a tal efecto, y que permite el movimiento en dirección radial de los paquetes 11 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 11 se fijan de forma rígida al anillo interior 1 y se unen de forma amovible al anillo exterior 2. Incluso, según otro ejemplo que no forma parte de la invención, una de las membranas 12,13 se fija a uno de los anillos 1,2, mientras que la otra membrana 13,12 permanece libre respecto del otro anillo 2,1, lo que otorga movilidad a ese extremo de los vanos aerodinámicos.
De acuerdo con otros ejemplos, las bridas 14 son eliminadas de las membranas 12,13, siendo integrales dichas membranas 12,13 a los anillos 1,2 cuando los paquetes 11 están fijados a éstos, o bien permanecen libres.
La figura 8 muestra otro ejemplo que no forma parte 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 estén dentro del alcance definido por las reivindicaciones adjuntas.

Claims (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 (7) del conjunto motor que contiene a la turbina,
donde
- 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 (7) 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,
- donde los vanos aerodinámicos (6) son más ligeros que los vanos estructurales (5),
- donde
- el número de vanos estructurales (5) que se disponen depende exclusivamente
- de las cargas a transmitir del rodamiento (3) a los puntos de amarre (7) 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,
- donde los vanos estructurales (5) cumplen únicamente funciones estructurales y los vanos aerodinámicos (6) cumplen únicamente funciones aerodinámicas, la estructura de soporte caracterizada porque
los vanos aerodinámicos (6) se unen a al menos uno de los dos anillos (1,2) mediante al menos una pletina metálica (8) de sección en “L”, que comprende
- una primera ala (9) que contacta con el vano aerodinámico (6),
- y una segunda ala (10) unida rígidamente al anillo (1,2),
y donde
- cada uno de los vanos aerodinámicos (6) se une al anillo interior (1) mediante dos pletinas metálicas (8), 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 (8), dispuestas una a cada lado del vano aerodinámico (6),
y donde las primeras alas (9) de las pletinas metálicas (8) que unen los vanos aerodinámicos (6) a uno de los anillos (1.2) se fijan rígidamente a vanos aerodinámicos (6), mientras que las primeras alas (9) de las pletinas metálicas (8) que unen los vanos aerodinámicos (6) al otro anillo (2,1) apoyan contra dichos vanos aerodinámicos (6).
ES09380162T 2008-11-04 2009-10-09 Estructura de soporte de rodamiento para turbina Active ES2699901T3 (es)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ES200803145A ES2370307B1 (es) 2008-11-04 2008-11-04 Estructura soporte de rodamiento para turbina.

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2699901T3 true ES2699901T3 (es) 2019-02-13

Family

ID=41353934

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES200803145A Expired - Fee Related ES2370307B1 (es) 2008-11-04 2008-11-04 Estructura soporte de rodamiento para turbina.
ES09380162T Active ES2699901T3 (es) 2008-11-04 2009-10-09 Estructura de soporte de rodamiento para turbina

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES200803145A Expired - Fee Related ES2370307B1 (es) 2008-11-04 2008-11-04 Estructura soporte de rodamiento para turbina.

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8454304B2 (es)
EP (1) EP2182177B1 (es)
CA (1) CA2683382C (es)
ES (2) ES2370307B1 (es)
PL (1) PL2182177T3 (es)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8162603B2 (en) * 2009-01-30 2012-04-24 General Electric Company Vane frame for a turbomachine and method of minimizing weight thereof
DE102010014900A1 (de) * 2010-04-14 2011-10-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerkes
US8915703B2 (en) * 2011-07-28 2014-12-23 United Technologies Corporation Internally actuated inlet guide vane for fan section
US10221707B2 (en) 2013-03-07 2019-03-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut-vane
US10344603B2 (en) 2013-07-30 2019-07-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine vane ring arrangement
US9835038B2 (en) 2013-08-07 2017-12-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut and vane arrangements
US9556746B2 (en) 2013-10-08 2017-01-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut and turbine vane nozzle arrangement
US9909434B2 (en) 2015-07-24 2018-03-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut-vane nozzle (ISV) with uneven vane axial chords
US10443451B2 (en) 2016-07-18 2019-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud housing supported by vane segments
US10612420B2 (en) 2016-11-17 2020-04-07 General Electric Company Support structures for rotors
FR3077329B1 (fr) * 2018-01-29 2022-06-24 Safran Aircraft Engines Carter inter-turbines comprenant des aubes separatrices rapportees
US10883376B2 (en) 2019-02-01 2021-01-05 Rolls-Royce Plc Turbine vane assembly with ceramic matrix composite vanes
US10767493B2 (en) 2019-02-01 2020-09-08 Rolls-Royce Plc Turbine vane assembly with ceramic matrix composite vanes
US11319822B2 (en) 2020-05-06 2022-05-03 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Hybrid vane segment with ceramic matrix composite airfoils
DE102020215576A1 (de) * 2020-12-09 2022-06-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsleitvorrichtung und ein Gasturbinentriebwerk
US11773735B2 (en) 2021-12-22 2023-10-03 Rolls-Royce Plc Vane ring assembly with ceramic matrix composite airfoils

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2941781A (en) * 1955-10-13 1960-06-21 Westinghouse Electric Corp Guide vane array for turbines
US2930662A (en) * 1956-11-01 1960-03-29 Bristol Aero Engines Ltd Supporting structure for a gas turbine bearing
US3319930A (en) * 1961-12-19 1967-05-16 Gen Electric Stator assembly for turbomachines
US4989406A (en) * 1988-12-29 1991-02-05 General Electric Company Turbine engine assembly with aft mounted outlet guide vanes
DE4017861A1 (de) * 1990-06-02 1991-12-05 Mtu Muenchen Gmbh Leitkranz fuer eine gasturbine
US5411370A (en) * 1994-08-01 1995-05-02 United Technologies Corporation Vibration damping shroud for a turbomachine vane
FR2738283B1 (fr) * 1995-08-30 1997-09-26 Snecma Agencement de turbomachine comprenant une grille d'aubes et un carter intermediaire
US6358001B1 (en) * 2000-04-29 2002-03-19 General Electric Company Turbine frame assembly
US8757965B2 (en) * 2004-06-01 2014-06-24 Volvo Aero Corporation Gas turbine compression system and compressor structure
DE602005006807D1 (de) * 2004-06-01 2008-06-26 Volvo Aero Corp Gasturbinen-kompressionssystem und verdichterstruktur
US7052234B2 (en) * 2004-06-23 2006-05-30 General Electric Company Turbine vane collar seal
US7100358B2 (en) * 2004-07-16 2006-09-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine exhaust case and method of making
SE528006C2 (sv) * 2004-12-23 2006-08-01 Volvo Aero Corp Statisk gasturbinkomponent och förfarande för reparation av en sådan komponent
US7600970B2 (en) * 2005-12-08 2009-10-13 General Electric Company Ceramic matrix composite vane seals
FR2901574B1 (fr) * 2006-05-29 2008-07-04 Snecma Sa Dispositif de guidage d'un flux d'air a l'entree d'une chambre de combustion dans une turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
ES2370307A1 (es) 2011-12-14
PL2182177T3 (pl) 2019-02-28
CA2683382A1 (en) 2010-05-04
CA2683382C (en) 2013-02-12
US8454304B2 (en) 2013-06-04
ES2370307B1 (es) 2012-11-27
EP2182177B1 (en) 2018-08-29
US20100111690A1 (en) 2010-05-06
EP2182177A3 (en) 2017-05-10
EP2182177A2 (en) 2010-05-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2699901T3 (es) Estructura de soporte de rodamiento para turbina
ES2525159T3 (es) Sistema de accionamiento para una central eólica
ES2355822T3 (es) Rueda de ventilador radial, unidad de ventilador y disposición de ventilador radial.
DK2488759T3 (en) System for the construction of an axial
ES2306149T3 (es) Sistema de compresion de turbina de gas y estructura de compresor.
ES2234536T3 (es) Dispositivo de montaje sobre un mastil de un sistema de propulsion de aeronave.
ES2925035T3 (es) Ventilador diagonal o centrífugo con equipo de guía
ES2654467T3 (es) Rodamiento de rodillos cilíndricos
US9404391B2 (en) Diffuser for the exhaust section of a gas turbine and gas turbine with such a diffuser
JP2016075388A (ja) 遊星歯車装置のための遊星キャリア、及び、当該遊星キャリアを具備する遊星歯車装置
ES2790832T3 (es) Anillo de paso segmentado para un sistema de paso de pala de turbina eólica
EP2275705A1 (en) Transmission unit and wind power generator
RU2010139650A (ru) Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
CN102852739A (zh) 用于风力发电设备的传动***
ES2702980T3 (es) Ventilador axial y rotor de ventilador
US10100837B2 (en) Transmission and geared compressor system
ES2613128T3 (es) Sistema de transmisión de potencia para una turbina eólica
ES2898096T3 (es) Arbol planetario montado de forma pivotable
JP2014089040A (ja) タービン排気フード及び関連する方法
US20150214799A1 (en) Large-diameter rotary electric machine rotor, and rotary electric machine
US20090282821A1 (en) Hydrodynamic component and force transmission device with a hydrodynamic component
EP1899658B1 (en) Brace of air diffuser body part
ES2942581T3 (es) Aerogenerador con prolongación del buje del rotor
US11920555B2 (en) Impeller for wind power generation, and wind power generation system
KR102295455B1 (ko) 에어컨 중간 공기 덕트 및 에어컨