Componente de motor de turbina de gas

• Main Author: SJÖQVIST, Roger
• Format: Patent
• Language: Spanish
• Published: 22.06.2017
• Subjects: AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; BLASTING; COMBUSTION ENGINES; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS; ENGINE PLANTS IN GENERAL; GAS-TURBINE PLANTS; HEATING; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS; LIGHTING; MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; MECHANICAL ENGINEERING; NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES; STEAM ENGINES; WEAPONS

Un componente de motor de turbina de gas (27) que comprende - un anillo exterior (21), - un anillo interior (20), - una pluralidad de elementos espaciados circunferencialmente (22) que se extienden entre el anillo interior (20) y el anillo exterior (21), en el que un canal de gas principal para el flujo de gas axial se define entre los elementos (22), en el que el componente (27) tiene un lado de entrada para la admisión de gas y un lado de salida para la descarga de gas, y - una estructura de transferencia de carga anular (23) para transferir cargas entre dichos elementos (22) y una estructura de cojinete (24) para un árbol de turbina colocado en el centro del componente (27), en el que la estructura de transferencia de carga anular (23) se extiende circunferencialmente a lo largo de un lado interior del anillo interior (20) y también hacia dentro en una dirección radial del componente (27), teniendo dicha estructura de transferencia de carga anular (23) una primera porción (23a) y una segunda porción (23b), en el que la primera porción (23a) está localizada más cerca del anillo interior (20) que la segunda porción (23b), caracterizado por que; la primera porción (23a), al menos a lo largo de una parte de la circunferencia, está inclinada en la dirección radial en relación con la segunda porción (23b), en el que las dos porciones inclinadas (23a, 23b) están conectadas en una zona de conexión (26) entre las porciones inclinadas (23a, 23b), y en el que una posición radial y/o axial de la zona de conexión (26) varía a lo largo de la circunferencia, de tal manera que la posición radial/axial de la zona de conexión en una localización que corresponde circunferencialmente al primero de dichos elementos (22a), es decir, en una primera localización circunferencial (A), es radial y/o axialmente diferente de la posición radial/axial de la zona de conexión (26) entre el primer elemento (22a) y un segundo elemento adyacente (22b), es decir, en una segunda localización circunferencial (B). The invention concerns a gas turbine engine component (27) comprising an outer ring (21), an inner ring (20), a plurality of circumferentially spaced elements (22) extending between the inner ring (20) and the outer ring (21), wherein an annular load transfer structure (23) extends circumferentially along an inner side of the inner ring (20) and also inwards in a radial direction of the component (27). The first portion (23a), at least along a part of the circumference, is inclined in the radial direction in relation to a second portion (23b), wherein the two inclined portions (23a, 23b) are connected in a connection zone (26) between the inclined portions (23a, 23b), and wherein a radial and/or axial position of the connection zone (26) varies along the circumference such that the radial/axial position of the connection zone in a location that circumferentially corresponds to a first element (22a), i.e. in a first circumferential location (A), is radially and/or axially different from the radial/axial position of the connection zone (26) in-between the first element (22a) and an adjacent second element (22b), i.e. in a second circumferential location (B).