Placa de protección contra el desgaste para una paleta del rotor de una turbina de gas.
Placa de proteccion contra el desgaste (20) para la raiz de una paleta del rotor (10) de una paleta del rotor de una turbina de gas,
en particular de una turbina de gas de avion, en donde la placa tiene una base (22) y dos paredes laterales (24a, 24b) unidas a la base (22), en donde las paredes laterales (24a, 24b) estan opuestas entre si y tienen una forma tal que complementan sustancialmente el contorno exterior (16) de la raiz de una paleta del rotor correspondiente (10), y en donde la placa de proteccion contra el desgaste (20) esta disenada para recibir, en estado instalado, entre la raiz de la paleta del rotor (10) correspondiente y un receptaculo de la raiz de la paleta del rotor (12) de un rotor (14), en particular entre la raiz de la paleta del rotor del rotor correspondiente (10) y un elemento de fijacion axial (40) dispuesto en el receptaculo de la raiz de la paleta del rotor (12),
caracterizada porque las paredes laterales (24a, 24b), en al menos uno de sus extremos axiales, sobresalen con una seccion del extremo lateral (30a, 30b) mas alla de un area del extremo axial (26) de la base (22) en una direccion, que corresponde a la direccion axial de la turbina de gas en el estado instalado, y porque una seccion guia (28) esta unida al area del extremo axial (26) de la base (22), que a partir de la base (22) se arquea en la direccion de las secciones del extremo axial lateral (30a, 30b) de las paredes laterales (24a, 24b).
Tipo: Patente Europea. Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: E18162095.
Solicitante: MTU Aero Engines AG.
Nacionalidad solicitante: Alemania.
Dirección: DACHAUER STRASSE 665 80995 MÜNCHEN ALEMANIA.
Inventor/es: STANKA,Rudolf, PERNLEITNER,MARTIN, DOPFER,MANFRED.
Fecha de Publicación: .
Clasificación Internacional de Patentes:
- F01D5/30 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). › F01D 5/00 Alabes; Organos de soporte de álabes (alojamiento de los inyectores F01D 9/02 ); Calentamiento, aislamiento térmico, refrigeración, o dispositivos antivibración en los álabes o en los órganos soporte. › Fijación de los álabes del rotor; Raíces de álabes.
- F04D29/34 F […] › F04 MAQUINAS DE LIQUIDOS DE DESPLAZAMIENTO POSITIVO; BOMBAS PARA LIQUIDOS O PARA FLUIDOS COMPRESIBLES. › F04D BOMBAS DE DESPLAZAMIENTO NO POSITIVO (bombas de inyección de combustible para motores F02M; bombas iónicas H01J 41/12; bombas electrodinámicas H02K 44/02). › F04D 29/00 Partes constitutivas, detalles o accesorios (elementos de máquinas en general F16). › Montaje de los álabes.
PDF original: ES-2775064_T3.pdf
Reivindicaciones:
1. Placa de protección contra el desgaste (20) para la raíz de una paleta del rotor (10) de una paleta del rotor de una turbina de gas, en particular de una turbina de gas de avión, en donde la placa tiene una base (22) y dos paredes laterales (24a, 24b) unidas a la base (22) , en donde las paredes laterales (24a, 24b) están opuestas entre sí y tienen una forma tal que complementan sustancialmente el contorno exterior (16) de la raíz de una paleta del rotor correspondiente (10) , y en donde la placa de protección contra el desgaste (20) está diseñada para recibir, en estado instalado, entre la raíz de la paleta del rotor (10) correspondiente y un receptáculo de la raíz de la paleta del rotor (12) de un rotor (14) , en particular entre la raíz de la paleta del rotor del rotor correspondiente (10) y un elemento de fijación axial (40) dispuesto en el receptáculo de la raíz de la paleta del rotor (12) , caracterizada porque las paredes laterales (24a, 24b) , en al menos uno de sus extremos axiales, sobresalen con una sección del extremo lateral (30a, 30b) más allá de un área del extremo axial (26) de la base (22) en una dirección, que corresponde a la dirección axial de la turbina de gas en el estado instalado, y porque una sección guía (28) está unida al área del extremo axial (26) de la base (22) , que a partir de la base (22) se arquea en la dirección de las secciones del extremo axial lateral (30a, 30b) de las paredes laterales (24a, 24b) .
2. Placa de protección contra el desgaste de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizada porque la sección guía (28) se arquea de tal manera que tiene sustancialmente la misma curvatura que el área de la raíz de la paleta del rotor del rotor (50) que está o estará en contacto con la sección guía (28) .
3. Placa de protección contra el desgaste de acuerdo con la reivindicación 1 o la reivindicación 2, caracterizada porque la sección guía (28) tiene una longitud proyectada, en relación con una proyección en la dirección axial (AR) , que corresponde aproximadamente a 0, 75 a 1, 0 veces el radio (IR) con el que se arquea la sección guía (28) .
4. Rotor (14) para una turbina de gas, en particular una turbina de gas de avión, que tiene un cuerpo principal del rotor, en particular un disco de paleta del rotor, en el que se forma al menos un receptáculo de la raíz de la paleta del rotor (12) , en el que se dispone una raíz de la paleta del rotor (10) de una paleta del rotor asociada y se asegura mediante un elemento de fijación axial (40) , y que tiene una placa de protección contra el desgaste (20) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
5. Rotor de acuerdo con la reivindicación 4, caracterizado porque el elemento de fijación axial (40) tiene una primera sección de fijación (42) y una segunda sección de fijación (44) que están interconectadas por una base de fijación (46) , en donde la primera sección de fijación (42) está diseñada de tal manera que forma un primer tope para la raíz de la paleta del rotor (10) en la dirección axial (AR) , en donde la primera sección de fijación (42) y la base de fijación (46) están interconectadas por una sección curva (48) , y la sección guía (28) se dispone en el área de la sección curva (48) entre la raíz de la paleta del rotor (10) y el elemento de fijación axial (40) .
6. Rotor de acuerdo con la reivindicación 5, caracterizado porque la primera sección de fijación (42) y la base de fijación (46) están alineadas sustancialmente ortogonales entre sí, de modo que la sección curva (48) tiene una longitud de arco que corresponde sustancialmente a n/2 rad, en donde la longitud de arco de la sección guía (28) de la placa de protección contra el desgaste (20) es menor que n/2 rad y mayor que o igual a n/4 rad.
7. Rotor de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 5 o 6, caracterizado porque la segunda sección de fijación (44) del elemento de fijación axial (40) está diseñada de tal manera que forma un segundo tope para el elemento de fijación axial (40) en el cuerpo principal del rotor (14) .
8. Turbina de gas, en particular una turbina de gas de avión que tiene al menos un rotor (14) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 4 a 7.
9. Turbina de gas de acuerdo con la reivindicación 8, en la que el rotor (14) está asociado a un compresor o a una turbina, en particular a una turbina de baja presión de alta velocidad.
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