Elemento de cierre para una abertura de boroscopio de una turbina de gas.
Turbina de gas , especialmente turbina de gas de avión, con como mínimo una etapa de turbina y un canal anular (10) que conduce gas caliente asociado con la etapa de turbina de gas,
y con como mínimo una etapa de compresor y un canal anular que conduce gas caliente asociado con la etapa de compresor, en donde el canal anular (10) de la etapa de turbina de gas presenta una pared exterior (12) radial en la que como mínimo está prevista una abertura de boroscopio (18), en donde la abertura de boroscopio (18) presenta un borde de abertura (20, 20a, 20b) construido en la pared exterior (12), borde de abertura al que se conecta una pared de abertura (22) hacia el exterior, preferiblemente en esencia en dirección radial (RR), en donde en la abertura de boroscopio (18) está introducido un elemento de cierre (24), en donde el elemento de cierre (24) presenta una zona principal (26) y una zona de cierre (28) unida con la zona principal (26), en donde la zona de cierre (28) está rodeada por la pared de abertura (22), en donde la zona de cierre (28), por referencia a un eje longitudinal (LA) del elemento de cierre (24) está construida simétrica a la rotación, por lo menos parcialmente, en donde el diámetro (DM) de la zona de cierre (28) corresponde esencialmente con el diámetro interior (DM) de la abertura de boroscopio (18) formada en la pared de abertura (22), y donde la zona de cierre (28) está dimensionada de manera que actuando conjuntamente con la pared de abertura (22) sella el canal de gas caliente (10) por que con su superficie exterior está en contacto con la pared de abertura (22), caracterizado por que la zona de cierre (28) está construida en forma de esfera y porque el elemento de cierre (24) está dimensionado de manera que la zona de cierre (28), en un estado introducida en la abertura de boroscopio (18), sobresale parcialmente sobre el borde de abertura (20, 20a, 20b) radial interior de la abertura de boroscopio (18) y con ello se introduce parcialmente en el canal caliente (10).
Tipo: Patente Europea. Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: E16195558.
Solicitante: MTU Aero Engines AG.
Nacionalidad solicitante: Alemania.
Dirección: DACHAUER STRASSE 665 80995 MÜNCHEN ALEMANIA.
Inventor/es: MAHLE,INGA DR, GIEG,WALTER, KUFNER,PETRA, SCHLEMMER,MARKUS, THIELE,OLIVER.
Fecha de Publicación: .
Clasificación Internacional de Patentes:
- F01D21/00 MECANICA; ILUMINACION; CALEFACCION; ARMAMENTO; VOLADURA. › F01 MAQUINAS O MOTORES EN GENERAL; PLANTAS MOTRICES EN GENERAL; MAQUINAS DE VAPOR. › F01D MAQUINAS O MOTORES DE DESPLAZAMIENTO NO POSITIVO, p. ej., TURBINAS DE VAPOR (motores de combustión F02; máquinas o motores de líquidos F03, F04; bombas de desplazamiento no positivo F04D). › Parada de las máquinas o motores, p. ej. en caso de emergencia; Dispositivos de regulación, control, o de seguridad no previstos en otro lugar.
- F01D25/24 F01D […] › F01D 25/00 Partes constitutivas, detalles o accesorios no cubiertos en los otros grupos o de un interés no tratado en los mismos. › Carcasas (modificadas para el calentamiento o la refrigeración F01D 25/14 ); Elementos de la carcasa, p. ej. diafragmas, fijación de las carcasas (carcasas para máquinas o motores rotativos en general F16M).
PDF original: ES-2728411_T3.pdf
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