CN1436920A - 透平机叶片 - Google Patents

透平机叶片 Download PDF

Info

Publication number
CN1436920A
CN1436920A CN03120700.6A CN03120700A CN1436920A CN 1436920 A CN1436920 A CN 1436920A CN 03120700 A CN03120700 A CN 03120700A CN 1436920 A CN1436920 A CN 1436920A
Authority
CN
China
Prior art keywords
blade
bearing table
platform
turbine
turbine blade
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.)
Granted
Application number
CN03120700.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1313707C (zh
Inventor
彼得·蒂曼
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.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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 Siemens AG filed Critical Siemens AG
Publication of CN1436920A publication Critical patent/CN1436920A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1313707C publication Critical patent/CN1313707C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • 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
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow 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
    • F01D9/02—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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Abstract

本发明公开了一种透平机叶片(1)，其具有一成型的，沿着叶片轴线(4)延伸的叶身(2)。为了一方面可承受高的热负荷和机械负荷，另一方面保证比较节省地消耗冷却剂，依据本发明，在叶身(2)的一端部(8)上成型有一个横向于叶片轴线(4)延伸的热工作介质平台(12)和一个处于该热工作介质平台(12)上的承载平台(14)，其中，承载平台(14)与热工作介质平台(12)仅通过叶身(2)进行机械连接。

Description

透平机叶片
技术领域
本发明涉及一种透平机叶片，其具有一成型的并沿着一叶片轴线延伸的叶身。
背景技术
燃气轮机在许多领域用于驱动发电机或工作机械。其中，利用燃料能量使透平机轴产生旋转运动。燃料为此在一燃烧室中燃烧，其中，由一空压机输送压缩空气。在燃烧室中通过燃料的燃烧产生的处于高压和高温下的工作介质，此时通过一个连接在燃烧室后的透平单元膨胀作功。
此外，为产生透平机轴的旋转运动，在该轴上设置一定数量的通常合并为叶片组或叶片列的动叶片，它们利用流体介质的冲量来驱动透平机轴。为此，为在透平单元中导引流体介质，通常是在相邻的动叶片列之间设置与透平外壳连接的导向叶片列。透平机叶片，特别是导向叶片通常为适当导引工作介质具有一成型的并沿着叶片轴线延伸的叶身，在其用于将透平机叶片固定在各自支座上的端部，成型有一横向于叶片轴线延伸的并在至少一端部内构成钩形基座的平台。
为获得特别有利的效率，这种燃气轮机出于热力学的原因通常设计成，其从燃烧室流出且随后要流入透平单元中的工作介质的出口温度特别高，约为1200℃至约1300℃。在这样高的温度下，燃气轮机的部件，特别是透平机叶片会承受较高的热负荷。为在这种工作条件下也能保证各部件有较高的可靠性和较长的使用寿命，相关部件通常要被冷却。
因此，在现代燃气轮机中，透平机叶片通常由所谓的空心型材制成。成型的叶身为此在其内部具有也被称为叶片芯的空腔，其中可以输入冷却剂。通过这样构成的冷却剂通道，因此可以为各叶片承受热负载的区域供给冷却剂。特别有利的冷却效果和因此特别高的工作可靠性由此可以实现，即冷却剂通道在各叶身的内部占有较大的空间，并且冷却剂输送到尽可能靠近各个承受热烟气的表面处。另一方面，为了在这样的设计中确保足够的机械稳定性和承载能力，各透平机叶片内部可以有多个冷却流道，其中，在叶片型材的内部，具有可供给冷却剂的并彼此通过较薄隔板隔开的多个冷却剂通道。
出于效率原因，在设计这种透平机叶片时希望有较低的冷却剂消耗量。在透平机叶片上施加较热工作介质并在有限地消耗冷却剂的情况下，对透平机叶片各部件的可靠冷却，常常只有通过将各部件设计成具有较薄壁的材料消耗较小的结构才能实现。但恰恰在燃气轮机运转时，在透平机叶片的各部件中产生的热应力和同样出现的很高的机械负荷，可能会导致材料疲劳或者甚至材料断裂。可是使用较厚壁的结构件却又是不希望的，因为为此所需的冷却剂量会增大并因而导致冷却费用增大。
发明内容
因此，本发明要解决的技术问题在于提供一种上述类型的透平机叶片，它一方面可承受高的热负荷和机械负荷，另一方面可保证比较节省地消耗冷却剂。
上述技术问题通过这样一种透平机叶片来解决，其具有一成型的并沿着叶片轴线延伸的叶身，按照本发明，在叶身的一端部上成型有一个横向于叶片轴线延伸的热工作介质平台和一个处于该热工作介质平台上方的承载平台，其中，该承载平台与热工作介质平台仅通过叶身进行机械连接。
在此，本发明是基于如下考虑，即使在承受高热负荷的透平机叶片中，通过尽可能将构件设计为具有薄壁结构，为可靠冷却所需的冷却剂消耗也能保持较少。为了在透平机叶片承受较强机械负荷的情况下，也能实现这一点，同时没有值得一提的材料被破坏的危险，透平机叶片上的热负载量应始终保持和机械负载量分开。为此，在叶片上成型两个平台段，其中一个，即热工作介质平台，仅承受热负荷，另一个，即承载平台，仅承受机械负荷。
由于热工作介质平台根据相应的设计几乎不承受机械负荷，因此它可以特别保持具有薄的壁。为吸收机械负荷具有足够壁厚的承载平台则借助于该热工作介质平台与工作介质产生的直接热负荷隔开，并由此即使在较厚的结构中，也可以使其保持在可靠的工作温度下，而不会消耗很多的冷却剂。这样设计的叶片可由此具有很高的工作可靠性，即，恰恰是在壁较薄的热工作介质平台中始终保持不产生热应力。为阻止热应力的产生，热工作介质平台尽可能地可自由膨胀，从而即使在交变热负荷下，基于热膨胀或收缩而不会产生应力。热工作介质平台的这种自由膨胀的结构可由此实现，即该平台在机械上尽可能保持与承载平台分离。
根据其设计，热工作介质平台保持基本上无机械负荷。为了实现这一点，比较有利的是将承载平台的尺寸设计成，使它适合完全承受由环绕叶片流动的工作介质所产生的力。
在一个有利的设计结构中，承载平台的造型设计仅仅局限在那些为满足预定边界条件地实现机械固定所需的结构部分上，由此可以很低的加工成本和材料成本制造出透平机叶片。按照一种比较有利的设计，通过在叶身的工作介质流出侧边缘上成型构造出承载平台，有利于实现这种最小造型设计。为此，叶片悬置部段的(沿工作介质的流动方向看过去的)后缘扩展延伸成所述承载平台，而尽可能地放弃了在叶身(沿工作介质的流动方向看过去的)前侧区域成型出与承载平台相配置的耗费材料的结构部分。
在一种特别具有优点的设计构造中，透平机叶片通过承载平台的机械固定限制到最少量的一些为静态确定性(statische Bestimmtheit)所需的固定点上。为此，比较有利的是，承载平台上成型有一个用于径向钩连接的筋条和另一个位于该筋条上的用于轴向钩连接的筋条。在这种设计构造中，只需唯一的一个轴向支承点就足以满足在透平机叶片的内侧完整地建立起静态确定性。按照需要，还可以设置一个径向上的防扭转装置和/或在透平机叶片外侧设置一个周向固定装置；它们可以通过在各筋条上成型的适当结构，例如槽或凸缘来实现。
该透平机叶片优选为燃气轮机导向叶片，特别是固定式燃气轮机的导向叶片。
利用本发明取得的优点主要在于，通过将承载平台与热工作介质平台之间的机械连接简化为仅通过叶身的连接，可以使承受热负荷的结构件与承受机械负荷的结构件始终分开。各结构件，即热工作介质平台和承载平台，因此可以专门根据其实际用途来构造，其中，特别是热工作介质平台可自由膨胀并可以构造成具有较薄的壁。热工作介质平台和承载平台为此也可以完全彼此独立地成型，其中，特别是热工作介质平台可以具有与承载平台不同的宽度和形状。承载平台可以按照最小成型设计的方式完全针对力传递的必要性来进行设计，由此在一定意义上可以省去成型出一些多余的结构区域。因此，除了热工作介质平台可有利于承受很高的热负荷这一优点外，同时还降低了材料的消耗，也就是说还具有制造成本特别低的优点。
附图说明
下面借助一附图所示实施方式对本发明予以详细说明。
图1为一透平机叶片的斜视图。
具体实施方式
如图1所示，透平机叶片1具有一成型的叶身2，它沿着一叶片轴线4延伸。该叶身2为适当影响在一个透平单元中流动的工作介质成拱形和/或凹曲。
透平机叶片1作为燃气轮机的导向叶片。为了在约1200℃至1300℃的较高工作介质温度下应用，透平机叶片1设计成可被冷却。为此，叶身2内部成型有一空腔6，一种冷却剂，例如冷却蒸汽可从其中通过。
在叶身2的端部8成型有一个平台系统10。该平台系统10设计成既能承受工作介质的热负荷，也能承受工作介质的机械负荷。为了高热负荷时利用较少的冷却剂量实现整个系统有高度可靠的机械性能，平台系统10的热负荷部件与其机械负荷部件始终在结构上分离。
为此，该平台系统10一方面包括热工作介质平台12，另一方面包括相对于该平台在很大程度上保持独立的承载平台14。热工作介质平台12用于承受热负荷。承载平台14设置在热工作介质平台12远离工作介质流动空间的一侧上，并因此处于热工作介质平台12的上方，这样一来，热工作介质平台12相对于承载平台14起到隔热板作用。因此，承载平台14不会承受工作介质传导来的热量的热负荷。
无论是热工作介质平台12还是承载平台14，在机械上仅与叶身2连接；承载平台14与热工作介质平台12之间不通过例如横支撑或支板实现直接的机械连接。因此，热工作介质平台12在其为实现自支撑而适当加厚的环绕边16处可在很大程度上自由膨胀延伸，而不会由于承载平台14受到限制。在热工作介质平台12因承受交变的热负荷而产生横向膨胀或收缩时，所产生的热应力因此会特别小。
基于热工作介质平台12的热隔离作用，承载平台14只承受较小的热负荷并因此可较为简便地冷却到一个可靠的工作温度，它可以设计成用于完全承受工作介质作用在叶身2上的力并因此设计成具有较厚的壁。然而，该承载平台14可按照最小化设计方式仅在较少数量的机械固定点上成型，从而在很大程度上省去了除此之外更多的成型结构部分。为此，承载平台14只在叶身2的(沿工作介质在透平单元中的流动方向看过去的)流出侧边缘18上成型；而在叶身2的上端部8(沿工作介质的流动方向看过去的)前侧边缘20处却没有通过连续扩展延伸来构成一个属于承载平台14的结构部分。
为形成径向钩型连接，承载平台14上伸出一筋条22，其上设置一个用于轴向钩型连接的筋条24。此外，为补充该轴向钩型连接，在透平机叶片1的内侧上安装一定位销26，它预先确定轴向上的另一支承点。在为形成轴向钩的筋条24上开出一槽28，它为构成周向固定可与在透平机外壳上成型的结构件咬合。为补充所述径向钩型连接，可另外设置一个在本实施方式中仅示意性示出的径向筋30。
透平机叶片1因此具有机械上彼此尽可能分开的热工作介质平台12和承载平台14。由此，承载平台14的造型结构可专门用于符合规定的要求，而不必忍受在热区域中出现的缺陷。与此相反，热量完全被热工作介质平台12拦截，它的成型又完全独立于承载平台14。

Claims (5)

1.一种透平机叶片(1)，其具有一成型的并沿着叶片轴线(4)延伸的叶身(2)，在该叶身的一端部(8)上成型有一个横向于叶片轴线(4)延伸的热工作介质平台(12)和一个处于该热工作介质平台(12)上的承载平台(14)，其中，该承载平台(14)与热工作介质平台(12)仅通过该叶身(2)进行机械连接。
2.按权利要求1所述的透平机叶片(1)，其中，所述承载平台(14)设计成可承受由环绕叶身(2)流动的工作介质所产生的力。
3.按权利要求1或2所述的透平机叶片(1)，其中，所述承载平台(14)在叶身(2)的工作介质流出侧边缘(18)上成型。
4.按权利要求1至3之一所述的透平机叶片(1)，其中，所述承载平台(14)上成型有一个用于径向钩型连接的筋条(22)和一个位于该筋条上的用于轴向钩型连接的筋条(24)。
5.按权利要求1至4之一所述的透平机叶片(1)，它作为燃气轮机导向叶片，特别是固定式燃气轮机的导向叶片。
CNB031207006A 2002-01-17 2003-01-17 透平机叶片 Expired - Fee Related CN1313707C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP02001267A EP1329593B1 (de) 2002-01-17 2002-01-17 Turbinenschaufel mit einer Heissgasplattform und einer Lastplattform
EP02001267.0 2002-01-17

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1436920A true CN1436920A (zh) 2003-08-20
CN1313707C CN1313707C (zh) 2007-05-02

Family

ID=8185296

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB031207006A Expired - Fee Related CN1313707C (zh) 2002-01-17 2003-01-17 透平机叶片

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6887040B2 (zh)
EP (1) EP1329593B1 (zh)
JP (1) JP4249990B2 (zh)
CN (1) CN1313707C (zh)
AT (1) ATE291677T1 (zh)
DE (1) DE50202538D1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104822904A (zh) * 2012-06-29 2015-08-05 通用电气公司 燃气涡轮的喷嘴、喷嘴吊架和陶瓷对金属附接系统

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7604456B2 (en) * 2006-04-11 2009-10-20 Siemens Energy, Inc. Vane shroud through-flow platform cover
FR2953252B1 (fr) * 2009-11-30 2012-11-02 Snecma Secteur de distributeur pour une turbomachine
US20110200430A1 (en) * 2010-02-16 2011-08-18 General Electric Company Steam turbine nozzle segment having arcuate interface
US8356975B2 (en) * 2010-03-23 2013-01-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured vane platform
US9976433B2 (en) 2010-04-02 2018-05-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured rotor blade platform
US8920117B2 (en) 2011-10-07 2014-12-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Fabricated gas turbine duct
US20140023517A1 (en) * 2012-07-23 2014-01-23 General Electric Company Nozzle for turbine system
US9289826B2 (en) * 2012-09-17 2016-03-22 Honeywell International Inc. Turbine stator airfoil assemblies and methods for their manufacture
US9506362B2 (en) 2013-11-20 2016-11-29 General Electric Company Steam turbine nozzle segment having transitional interface, and nozzle assembly and steam turbine including such nozzle segment
US11346234B2 (en) 2020-01-02 2022-05-31 Rolls-Royce Plc Turbine vane assembly incorporating ceramic matrix composite materials
US11732596B2 (en) 2021-12-22 2023-08-22 Rolls-Royce Plc Ceramic matrix composite turbine vane assembly having minimalistic support spars

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2500745A (en) 1944-09-21 1950-03-14 Gen Electric Bucket structure for high-temperature turbomachines
US3610769A (en) * 1970-06-08 1971-10-05 Gen Motors Corp Porous facing attachment
BE794195A (fr) 1972-01-18 1973-07-18 Bbc Sulzer Turbomaschinen Aube directrice refroidie pour des turbines a gaz
GB1605309A (en) 1975-03-14 1989-02-01 Rolls Royce Stator blade for a gas turbine engine
IT1079131B (it) 1975-06-30 1985-05-08 Gen Electric Perfezionato raffreddamento applicabile particolarmente a elementi di turbomotori a gas
GB1605219A (en) * 1975-10-02 1984-08-30 Rolls Royce Stator vane for a gas turbine engine
DE2643049A1 (de) * 1975-10-14 1977-04-21 United Technologies Corp Schaufel mit gekuehlter plattform fuer eine stroemungsmaschine
US4283822A (en) 1979-12-26 1981-08-18 General Electric Company Method of fabricating composite nozzles for water cooled gas turbines
DE3244255A1 (de) * 1982-11-30 1984-06-14 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Bahnvermessungs- und ueberwachungssystem
US4987736A (en) 1988-12-14 1991-01-29 General Electric Company Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield
US5076049A (en) 1990-04-02 1991-12-31 General Electric Company Pretensioned frame
US5249418A (en) * 1991-09-16 1993-10-05 General Electric Company Gas turbine engine polygonal structural frame with axially curved panels
EP0550126A1 (en) 1992-01-02 1993-07-07 General Electric Company Thrust augmentor heat shield
FR2707698B1 (fr) 1993-07-15 1995-08-25 Snecma Turbomachine munie d'un moyen de soufflage d'air sur un élément de rotor.
US5396763A (en) 1994-04-25 1995-03-14 General Electric Company Cooled spraybar and flameholder assembly including a perforated hollow inner air baffle for impingement cooling an outer heat shield
JPH08135402A (ja) 1994-11-11 1996-05-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン静翼構造
US5797725A (en) * 1997-05-23 1998-08-25 Allison Advanced Development Company Gas turbine engine vane and method of manufacture
EP1073827B1 (de) * 1998-04-21 2003-10-08 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel
DE59906024D1 (de) * 1998-08-31 2003-07-24 Siemens Ag Turbinenleitschaufel
US6375415B1 (en) * 2000-04-25 2002-04-23 General Electric Company Hook support for a closed circuit fluid cooled gas turbine nozzle stage segment

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104822904A (zh) * 2012-06-29 2015-08-05 通用电气公司 燃气涡轮的喷嘴、喷嘴吊架和陶瓷对金属附接系统
CN104822904B (zh) * 2012-06-29 2017-10-03 通用电气公司 燃气涡轮的喷嘴、喷嘴吊架和陶瓷对金属附接系统

Also Published As

Publication number Publication date
JP4249990B2 (ja) 2009-04-08
CN1313707C (zh) 2007-05-02
EP1329593B1 (de) 2005-03-23
US20030133802A1 (en) 2003-07-17
ATE291677T1 (de) 2005-04-15
JP2003214109A (ja) 2003-07-30
EP1329593A1 (de) 2003-07-23
DE50202538D1 (de) 2005-04-28
US6887040B2 (en) 2005-05-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1313707C (zh) 透平机叶片
US6142731A (en) Low thermal expansion seal ring support
US5593276A (en) Turbine shroud hanger
CN101233299B (zh) 燃气透平叶片环
EP1013878B1 (en) Twin rib turbine blade
US5645399A (en) Gas turbine engine case coated with thermal barrier coating to control axial airfoil clearance
EP1079074B1 (en) Stator vane and stator assembly for a rotary machine
RU2567479C2 (ru) Устройство сегмента горячих газов
RU2747652C2 (ru) Выходная направляющая лопатка турбомашины летательного аппарата, содержащая изогнутый канал для смазочного материала улучшенной конструкции
US20050111965A1 (en) Turbine shroud asymmetrical cooling elements
EP3138997A1 (en) Configurations for turbine rotor blade tips
CN1550650A (zh) 用于冷却涡轮机叶片顶端的微型回路
US20100074745A1 (en) Dual stage turbine shroud
AU2005284134A1 (en) Turbine engine vane with fluid cooled shroud
US20170183971A1 (en) Tip shrouded turbine rotor blades
CA1128422A (en) Compressor structure adapted for active clearance control
EP3022503B1 (en) Spacer for a compressor of a gas turbine.
EP3399149A1 (en) Airfoil turn caps in gas turbine engines
US9664058B2 (en) Flowpath boundary and rotor assemblies in gas turbines
US20100319352A1 (en) Prechorded turbine nozzle
CA1190480A (en) Vane structure having improved cooled operation in stationary combustion turbines
CN101482032A (zh) 涡轮叶片叶冠
US9777586B2 (en) Flowpath boundary and rotor assemblies in gas turbines
EP3170984B1 (en) Platform and corresponding method of manufacturing
CA3060430A1 (fr) Ensemble propulsif pour aeronef comportant des echangeurs de chaleur air-liquide

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20070502

Termination date: 20150117

EXPY Termination of patent right or utility model