EP0870990B1 - Gasturbine mit toroidaler Brennkammer - Google Patents

Gasturbine mit toroidaler Brennkammer Download PDF

Info

Publication number
EP0870990B1
EP0870990B1 EP97810167A EP97810167A EP0870990B1 EP 0870990 B1 EP0870990 B1 EP 0870990B1 EP 97810167 A EP97810167 A EP 97810167A EP 97810167 A EP97810167 A EP 97810167A EP 0870990 B1 EP0870990 B1 EP 0870990B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
interior space
burners
annular
toroidal
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.)
Expired - Lifetime
Application number
EP97810167A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP0870990A1 (de
Inventor
Jakob Prof. Dr. Keller
Roger Suter
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.)
General Electric Switzerland GmbH
Original Assignee
Alstom Schweiz 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 Alstom Schweiz AG filed Critical Alstom Schweiz AG
Priority to DE59710046T priority Critical patent/DE59710046D1/de
Priority to EP97810167A priority patent/EP0870990B1/de
Priority to CNB981041957A priority patent/CN1149354C/zh
Priority to US09/044,910 priority patent/US6192669B1/en
Publication of EP0870990A1 publication Critical patent/EP0870990A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP0870990B1 publication Critical patent/EP0870990B1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/425—Combustion chambers comprising a tangential or helicoidal arrangement of the flame tubes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/52—Toroidal combustion chambers

Definitions

  • the present invention relates to a combustion chamber according to the preamble of the claim 1. It also relates to a method for operating such a combustion chamber.
  • Combustion chambers of modern gas turbine groups are preferably designed as ring combustion chambers. In the direction of flow, they are arranged axially between the compressor and the turbine, taking care that the hot gases formed there are optimally guided between the two flow machines, normally between the compressor and the turbine, in terms of flow and combustion technology. This regularly leads to the fact that such ring combustion chambers have a relatively long axial extension, in particular the combustion-technical specifications or Minimum requirements are met. The combustion-related aspects exert a not insignificant influence on the absolute axial length of such combustion chambers. The length of a main ring combustion chamber is regularly decisive for the design of the entire gas turbine group, for example whether more than two bearings must then be provided for the rotor support or whether the gas turbine group must be designed with two shafts.
  • elongated combustion chambers tend to cause pulsations to initiate within the combustion chamber section, these pulsations then adversely affect the operation of the burners, especially if these premix burners work with an integrated premixing section and as a flame holder have a backflow zone.
  • the invention seeks to remedy this.
  • the invention as set out in the claims is characterized, the task is based on a combustion chamber as well To provide methods of operating them which are at least those listed above Can overcome disadvantages.
  • a major advantage of the invention is that the combustion chamber while maintaining high combustion efficiency and minimizing pollutant emissions are extremely compact has axial length, such that this combustion chamber in combination none with the turbomachines of a gas turbine group Influence more on the rotor length.
  • combustion chamber is basically of the simplest design. Your combustion and fluidic conception allows an optimal fluidic operation when loading the downstream turbine.
  • this combustion chamber is essentially toroidal Configuration, with certain deviations from an ideal torus shape permitted are.
  • Such a combustion chamber can be easily between any two Arrange turbomachines.
  • the combustion chamber according to the invention almost predestined as a retrofit unit, for example instead of one Silo combustion chamber to be installed in existing gas turbines.
  • this combustion chamber unfolds, especially in the case of premix burns. with a view to maximizing efficiency and minimizing of pollutant emissions, their full strength.
  • This combustion chamber also allows efficient cooling of your liner with a minimized Amount of the cooling medium used in each case. This is a very important aspect, especially in those cases where the cooling of the Combustion chamber uses a lot of air from the compressor.
  • this combustion chamber is also suitable, both with and without loss of quality to be operated with liquid as well as gaseous fuels.
  • liquid fuel as can be seen below is specified in more detail, an excellent minimization of pollutant emissions achieve.
  • the excellent flame stabilization from the above-mentioned fluidic relationships minimizes pollutant emissions, especially with regard to NOx emissions. With these, emissions of less than 5 vppm (15% O 2 ) can be achieved.
  • the other pollutant emissions such as CO and UHC, can also be reduced with the combustion chamber according to the invention, because the toroidal space, ie the vortex guidance of the hot gases, also acts as an intensive, compact burnout zone.
  • the likewise low pollutant emissions at part load have already been discussed above.
  • Fig. 1 shows a combustion chamber for operating a gas turbine group.
  • This combustion chamber 1 has an annular toroidal shape, which is only hinted at shown rotor 4 extends.
  • This toroidal combustion chamber 1 is also of an extremely compact radial design, such that that it can be easily accommodated within a housing 2 which is suitable for an annular combustion chamber is designed.
  • this toroidal combustion chamber 1 has a minimized axial expansion, so that the latter in itself has no influence on the rotor length of this gas turbine group exercises, with which such a rotor then fails very briefly, which is under other positive effects on the storage of the same.
  • the combustion technology Processes in the axial flow direction within a state of the art belonging ring combustion chamber run in the toroidal described here Combustion chamber 1, within the toroidal interior 8, at least in itself Quality, the loading of the downstream turbine 3 then optimal takes place, because in the toroidal interior 8 itself forms Hot gas flow 9, which has a uniform temperature and pressure profile. Operation of the toroidal combustion chamber 1 is accomplished by a number of premix burners 5 maintained in the circumferential direction of the combustion chamber 1 are distributed regularly or irregularly.
  • this premix burner 5 is preferably based on the proposals according to EP-B1-0 321 809 or EP-A2-0 704 657,
  • This Premix burners 5 are fed from a plenum 6 with combustion air 7 fed, which comes from a compressor, not shown.
  • the Combustion air 7 flows tangentially into the premix burner 5 and generates it there a swirl flow, which propagates in the toroidal interior 8 and there in a vortex flow from hot gases 9 with a stable core 10 passes over.
  • This hot gas flow 9 then flows continuously and evenly Consistency and without flow deflections into a hot gas channel 11, the end of which is preferably equipped with guide vanes 12 in the circumferential direction.
  • the fluidic The quality of the vortex hot gas flow 9 can be changed accordingly by the premix burner 5, for example, on the circumference of the toroidal Combustion chamber 1 is at right angles to the loading plane of the turbine 3 to be ordered. Another arrangement can be at an angle of over 90 ° have the exposure level mentioned. With all arrangements remains the tangential inflow of those induced by the premix burners 5 Generation of the hot gases 9 preferably exist in the toroidal interior 8, thus the stability of the annular core 10 of this hot gas flow remains guaranteed.
  • the activation or deactivation of the individual premix burners 5 happens fluently here, i.e.
  • the toroidal combustion chamber 1 is enclosed by a shell 13. By one of this shell 13 opposite the wall of the combustion chamber 1 formed space 14 flows in a cooling air flow 15, the is branched off from the compressor unit via an annular channel 17.
  • Quantity of cooling air flow 16 basically in the plenum 6.
  • This used for cooling Air quantity 16 can meanwhile, for example, in the combustion chamber 1 or in the premix burners 5 are introduced, in each case at a suitable point. What the Swirl flows from the burners 5 are concerned, so make sure that their Number remains subcritical over all operating stages of the combustion chamber 1.
  • gas tightness is basically the case for a base load of the machine of the vortex core 10 is largely uniform, which is due to its stability and affects the dwell times of the hot gases in this area.
  • the vortex core 10 formed surprisingly develops an immediate stabilization the flame front in the sense of a disembodied flame holder the individual peripherally arranged burners, with which the efforts flame stabilization in the area of control of these burners is not an absolute Develop priority more.
  • FIG. 2 shows the toroidal combustion chamber 1 from the outside, according to view II from FIG. 1, this representation detached from the rest of the gas turbine infrastructure is. From this figure, the geometric design of the Combustion chamber and the division and position of the premix burner 5. The premix burners 5 are tangential to the circumference of the toroidal one Combustion chamber 1 arranged; moreover, they point in at an angle Direction of flow. On the fluid dynamic aspects from this constellation has already been discussed in more detail in FIG. 1.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Gas Burners (AREA)

Description

Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Brennkammer gemäss Oberbegriff des Anspruchs 1. Sie betrifft auch ein Verfahren zum Betrieb einer solchen Brennkammer.
Stand der Technik
Brennkammern von modernen Gasturbogruppen werden vorzugsweise als Ringbrennkammern ausgelegt. In Strömungsrichtung werden sie axial zwischen Verdichter und Turbine angeordnet, wobei darauf geachtet wird, dass die dort gebildeten Heissgase zwischen den beiden Strömungsmaschinen, im Normalfall zwischen Verdichter und Turbine, strömungs- und verbrennungstechnisch optimal geführt werden. Dies führt regelmässig dazu, dass solche Ringbrennkammern eine verhältnismässig lange axiale Erstreckung aufweisen, sollen insbesondere die verbrennungstechnischen Vorgaben resp. Minimalanforderungen erfüllt werden. Die verbrennungstechnischen Aspekte üben einen nicht unwesentlichen Einfluss auf die absolute axiale Länge solcher Brennkammern aus. Regelmässig ist die Länge einer Hauptringbrennkammer ausschlaggebend für die Konzeption der ganzen Gasturbogruppe, so beispielsweise, ob dann für die Rotorabstützung mehr als zwei Lager vorgesehen werden müssen, oder ob die Gasturbogruppe zweiwellig ausgelegt werden muss. Eine Akzentuierung dieser Ausgangslage ergibt sich dann, wenn die Gastubogruppe mit einer sequentiellen Befeuerung betrieben wird; dann sind die axialen Längen der beiden ringförmig konzipierten Brennkammern ausschlaggebend für die Machbarkeit und weitgehend auch für die marktfähige Akzeptanz solcher Maschine.
Die aus dem Stand der Technik bekanntgewordenen Gasturbogruppen mit Ringbrennkammern weisen aus obengenannten Ueberlegungen durchwegs eine respektable Länge auf, wodurch der weitere Schritt zu einem qualitativen Sprung betreffend Kompaktheit dieser Anlagen verbaut bleibt.
Zudem ist hinzuweisen, dass langgestreckte Brennkammern dazu neigen, Pulsationen innerhalb der Brennraumstrecke zu initiieren, wobei diese Pulsationen dann negativ den Betrieb der Brenner beeinflussen, insbesondere wenn diese Vormischbrenner mit einer integrierten Vormischstrecke arbeiten und als Flammenhalter eine Rückströmzone aufweisen.
Zwar ist bereits in US 3269119 eine Brennkammer einer Gasturbogruppe beschrieben, die ein geringes Bauvolumen beansprucht, aber dennoch in der Lage sein soll, grosse Massenströme von Heissgasen zu leiten. Diese Brennkammer besitzt einen ringförmigen toroidalen Innenraum, der in der Anströmebene der nachgeschalteten Turbine einen in Umfangsrichtung abzweigenden Heissgaskanal aufweist, die Zuführung des Brennstoffs erfolgt über einen ringförmigen Kanal zu aussen an der Brennkammer angebrachten Perforationsöffnungen, an denen der Brennstoff von der Verbrennungsluft erfasst und in die Brennkammer mitgerissen wird. Die Zündung erfolgt innerhalb der Brennkammer, in der sich gleichzeitig eine Rotationsströmung ausbildet.
Jedoch ergeben sich bei einer derartigen Konfiguation im wesentlichen zwei nachteilige Effekte. Zum einen kann aufgrund der Strömungsverhältnisse nicht gewährleistet werden, dass sämtlicher zugeführter Brennstoff auch verbrannt wird, da das sich einstellende Verbrennungsluft-Brennstoffverhältnis innerhalb der Brennkammer nicht konstant ist. Eine Minimierung der Schadstoffemissionen unter niedrige Grenzwerte, für moderne Gasturbinenanlagen unabdingbar, kann somit nicht erreicht werden. Zum anderen kommt es durch eine ungleichmässig verlaufende Verbrennung zu Pulsationen innerhalb der Brennkammer mit den bekannten nachteiligen Auswirkungen einer erhöhten mechanischen Beanspruchung der Bauteile, erhöhten Schallemissionen und Flammeninstabilitäten bis hin zum Verlöschen.
Darstellung der Erfindung
Hier will die Erfindung Abhilfe schaffen. Der Erfindung, wie sie in den Ansprüchen gekennzeichnet ist, liegt die Aufgabe zugrunde, eine Brennkammer sowie ein Verfahren zu deren Betrieb bereitzustellen, welche mindestens die oben aufgelisteten Nachteile zu beheben vermögen.
Ein wesentlicher Vorteil der Erfindung ist darin zu sehen, dass die Brennkammer unter Aufrechterhaltung einer hochstehenden Verbrennung hinsichtlich des Wirkungsgrades und der Minimierung der Schadstoff-Emissionen eine äusserst kompakte axiale Länge aufweist, dergestalt, dass eben diese Brennkammer im Verbund mit den Strömungsmaschinen einer Gasturbogruppe keinen gewichtigen Einfluss mehr auf die Rotorlänge ausübt.
Ein weiterer wesentlicher Vorteil der Erfindung ist darin zu sehen, dass diese Brennkammer von grundsätzlich einfachstem Aufbau ist. Ihre verbrennungs- und strömungstechnische Konzeption lässt einen optimalen strömungsmässigen Betrieb bei der Beaufschlagung der nachgeschalteten Turbine zu.
Diese Brennkammer ist geometrisch gesehen im wesentlichen von toroidaler Konfiguration, wobei gewisse Abweichungen von einer idealen Torusform zulässig sind. Eine solche Brennkammer lässt sich problemlos zwischen zwei beliebigen Strömungsmaschinen anordnen. Des weiteren ist die erfindungsgemässe Brennkammer geradezu prädestiniert, als Retrofit-Einheit beispielsweise an Stelle einer Silobrennkammer bei bestehenden Gasturbinen eingebaut zu werden.
Darüber hinaus entfaltet diese Brennkammer, insbesondere bei Vormischverbrennungen, im Hinblick auf eine Maximierung des Wirkungsgrades und Minimierung der Schadstoff-Emissionen, ihre volle Stärke.
Dadurch, dass der Verbrennungsprozess innerhalb dieser Brennkammer ganzheitlich in einem toroidalen kompakten Raum abläuft, lassen sich gleichzeitig mehrere strömungstechnische Vorteile erzielen, welche bis anhin nur durch die Implementierung kostspieliger und komplizierter Massnahmen erzielt werden konnten. Diese Vorteile lassen sich wie folgt auflisten, wobei die nachfolgenden Darlegungen nicht beanspruchen, abschliessend zu sein:
  • Die Behebung von Pulsationen, welche insbesondere bei Vormischverbrennung die Flammenfront und die mit dieser in Interdependenz stehende Rückströmzone negativ attackieren.
  • Die Verteilung und Eindüsung des oder der Brennstoffe ist von einfachster Ausgestaltung. Die Brenner reagieren weitestgehend insensitiv auf Ungleichmässigkeiten in der Brennstoffeindüsung, sei es durch Druckunterschiede, sei es durch Verzögerungen der Ansprechbarkeit bei Lastwechseln hervorgerufen.
  • Eine Leckage beim Einbringen der Verbrennungsluft oder eine ungleichförmige Eindüsung des Brennstoffes entfalten keine oder nur eine geringe Beeinflussung der sogenannten "Pattern"-Faktoren am Turbineneintritt. Somit wird innerhalb des ringförmigen toroidalen Innenraumes eine robuste und durch äussere Faktoren oder Interferenzen nicht alterierte Heissgasströmung von der Form einer Drallströmung gebildet.
  • Strömungstechnisch wird innerhalb dieses ringförmigen toroidalen Innenraumes eine kongeniale drallförmige Heissgasströmung für die Beaufschlagung der nachgeschalteten Turbine gebildet, indem die Heissgase ohne weitere Strömungsumlenkungen direkt zur Turbine strömen. Das sich bildende Fliehkraftfeld dieses Wirbels führt dann ursächlich zu einer starken Vergleichmässigung der Gastemperaturverteilung in Umfangsrichtung, dergestalt, dass die Beschaufelung der Turbine über den ganzen Umfang dann mit Heissgasen beaufschlagt wird, welche ein gleichmässiges Druckund Temperaturprofil aufweisen.
    Die Torusform der Brennkammer kombiniert mit dem Fliehkraftfeld reduziert den konvektiven Wärmeübergang wegen des Gaszentrifugeneffektes und der Strömung an konkaver Wand auf ein Minimum. Zudem wird bei vorgegebenem Brennkammer-Volumen die kleinstmögliche Oberfläche erreicht.
  • Die Interdependenz zwischen den einzelnen auf den Umfang des ringförmigen toroidalen Innenraumes verteilten Brennern ist gross. Zugleich verhält sich der Betriebsverlauf bei einer Ausserbetriebssetzung einzelner Brenner nicht ruckartig hinsichtlich der geförderten Heissgase zur Turbine. Demnach lässt sich eine solche Brennkammer, ohne auf die Vorteile der sich im ringförmigen toroidalen Innenraum bildenden Heissgaströmung zu verzichten, problemlos von einem Teillastbetrieb aus auf Vollast auffahren, oder umgekehrt nach unten regeln. Die Querzündung wird somit entscheidend verbessert. Eine Zündung über kalte Brenner hinweg ist möglich. Sonach ist die Brennerstufung in Umfangsrichtung auch bei einreihiger Brenneranordnung möglich. Das einfache Betriebskonzept führt auch bei Teillast zu niedrigen Schadstoff-Emissionen (NOx, CO, UHC).
  • Wird die Brennkammer mit Vormischbrennern betrieben, beispielsweise nach einem der Vorschläge gemäss EP-B1-0 321 809 (EV) oder EP-A2-0 704 657 (AEV), so lässt sich die Drallströmung aus den einzelnen Brennern, durch entsprechende Disposition derselben in Umfangsrichtung des ringförmigen toroidalen Innenraumes, leicht in eine einheitliche Vortex-Strömung innerhalb desselben überführen, wobei sich im Zentrum dieses Innenraumes ein stabiler Kern bildet, der die Funktion eines körperlosen Flammenhalters erfüllt. Die Stabilität dieses Vortex-Kerns hängt ursächlich damit zusammen, dass dieser im Bereich seiner Ringachse eine uniforme Dichtheit aufweist.
  • Eine solche ringförmige toroidale Brennkammer ist auch geeignet, in einer sequentiell befeuerten Gasturbogruppe eingesetzt zu werden, vorzugsweise als Hochdruck-Brennkammer, aber nicht nur. So ist deren Einsatz als selbstzündende Brennkammer innerhalb einer sequentiellen Verbrennung ohne weiteres möglich, indem an Stelle der hier vorgeschlagenen Vormischbrenner ein System von Wirbelgeneratoren vorgesehen wird, welche in analoger Weise zu einer brennerbetriebenen Brennkammer einen Vortex-Kern zur Stabilisierung der Flammenfront gegen einen Flammenrückschlag bilden.
Die geometrisch einfache Ausgestaltung und kompakte Form dieser Brennkammer lässt darüber hinaus eine effiziente Kühlung ihrer Liner mit einer minimierten Menge des jeweils zum Einsatz gelangenden Kühlmediums zu. Dies ist ein sehr wichtiger Aspekt, insbesondere in jenen Fällen, bei welchen zur Kühlung der Brennkammer eine Menge Luft aus dem Verdichter eingesetzt wird.
Ferner ist diese Brennkammer auch geeignet, ohne Qualitätseinbusse sowohl mit flüssigen als auch mit gasförmigen Brennstoffen betrieben zu werden. Insbesondere beim Betrieb mit einem flüssigen Brennstoff lässt sich, wie weiter unten noch näher spezifiziert wird, eine hervorragende Minimierung der Schadstoff-Emissionen erzielen.
Die exzellente Flammenstabilisierung aus obengenannten strömungstechnischen Zusammenhängen bewirkt eine Minimierung der Schadstoff-Emissionen, insbesondere was die NOx-Emissionen betrifft. Bei diesen sind Emissionen von kleiner 5 vppm (15% O2) erzielbar. Aber auch die übrigen Schadstoff-Emissionen, wie CO und UHC, lassen sich mit der erfindungsgemässen Brennkammer reduzieren, denn der toroidale Raum, d.h. die Vortex-Führung der Heissgase, wirkt auch als eine intensive kompakte Ausbrandzone. Auf die ebenfalls niedrigen Schadstoff-Emissionen bei Teillast wurde bereits oben näher eingegangen.
Vorteilhafte und zweckmässige Weiterbildungen der erfindungsgemässen Aufgabenlösung sind in den weiteren abhängigen Ansprüchen gekennzeichnet.
Im folgenden werden anhand der Zeichnungen Ausführungsbeispiele der Erfindung näher erläutert. Alle für das unmittelbare Verständnis der Erfindung nicht erforderlichen Elemente sind fortgelassen worden. Gleiche Elemente sind in den verschiedenen Figuren mit den gleichen Bezugszeichen versehen. Die Strömungsrichtung der Medien ist mit Pfeilen gekennzeichnet.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Es zeigen
Fig. 1
eine angeströmte toroidale Brennkammer in axialer Sicht und
Fig. 2
einen die Brennkammer bildenden Torus.
Wege zur Ausführung der Erfindung, gewerbliche Verwendbarkeit
Fig. 1 zeigt eine Brennkammer zum Betrieb einer Gasturbogruppe. Diese Brennkammer 1 weist eine ringförmige toroidale Form auf, die sich um den nur andeutungsweise dargestellten Rotor 4 erstreckt. Diese ringförmige toroidale Brennkammer 1 ist auch von einer äusserst kompakten radialen Gestaltung, dergestalt, dass sie sich problemlos innerhalb eines Gehäuses 2 unterbringen lässt, das für eine Ringbrennkammer ausgelegt ist. Gegenüber einer Ringbrennkammer weist diese toroidale Brennkammer 1 eine minimierte axiale Ausdehnung auf, so dass die letztgenannte an sich keine Beeinflussung auf die Rotorlänge dieser Gasturbogruppe ausübt, womit ein solcher Rotor dann sehr kurz ausfällt, was sich unter anderem auf die Lagerung desselben positiv auswirkt. Die verbrennungstechnischen Abläufe in axialer Strömungsrichtung innerhalb einer zum Stand der Technik gehörenden Ringbrennkammer laufen bei der hier beschriebenen toroidalen Brennkammer 1, innerhalb des toroidalen Innenraumes 8, mindestens in selber Qualität ab, wobei die Beaufschlagung der nachgeschalteten Turbine 3 dann optimal vonstatten geht, denn im toroidalen Innenraum 8 selbst bildet sich eine Heissgasströmung 9, welche ein gleichförmiges Temperatur- und Druckprofil aufweist. Der Betrieb der toroidalen Brennkammer 1 wird durch eine Anzahl Vormischbrenner 5 aufrechterhalten, welche in Umfangsrichtung der Brennkammer 1 regelmässig oder unregelmässig verteilt sind. Die Ausgestaltung dieser Vormischbrenner 5 richtet sich vorzugsweise nach den Vorschlägen gemäss EP-B1-0 321 809 oder EP-A2-0 704 657, Diese Vormischbrenner 5 werden von einem Plenum 6 aus mit Verbrennungsluft 7 gespiesen, welche aus einem nicht näher gezeigten Verdichter stammt. Die Verbrennungsluft 7 strömt tangential in die Vormischbrenner 5 und erzeugt dort eine Drallströmung, welche sich im toroidalen Innenraum 8 fortpflanzt und dort in eine Vortex-Strömung aus Heissgasen 9 mit einem stabilen Kern 10 übergeht. Diese Heissgasströmung 9 strömt dann fortlaufend in gleichmässiger Masse und Konsistenz sowie ohne Strömungsumlenkungen in einen Heissgaskanal 11 über, dessen Ende in Umfangsrichtung vorzugsweise mit Leitschaufeln 12 bestückt ist. Nachdem diese Heissgasströmung 9 über die genannten Leitschaufeln 12 auf die strömungstechnischen Belange der nachgeschalteten Turbine 3 optimal ausgerichtet ist, erfolgt dann die Beaufschlagung der zur Turbine gehörenden Laufschaufeln nach bekannter Technik. Die strömungstechnische Bildung der Vortex-Heissgasströmung 9 wird durch die Disposition der Vormischbrenner 5 in Umfangsrichtung beeinflusst, wobei bei der Konfiguration der hier vorgeschlagenen Brennkammer 1, hinsichtlich der Stellung der Vormischbrenner 5 in Umfangsrichtung der toroidalen Brennkammer 1, alle Optionen offen stehen. In Fig. 1 sind die Vormischbrenner 5, bezogen auf deren Einströmungsebene in den toroidalen Innenraum 8, tangential angelegt und, bezogen auf die Beaufschlagungsebene der Turbine 3, verlaufen sie unter einem spitzen Winkel. Die strömungstechnische Qualität der Vortex-Heissgasströmung 9 lässt sich entsprechend verändern, indem die Vormischbrenner 5 beispielsweise auf dem Umfang der toroidalen Brennkammer 1 rechtwinklig gegenüber der Beaufschlagungsebene der Turbine 3 angeordnet werden. Eine weitere Anordnung kann einen Winkel von über 90° gegenüber der genannten Beaufschlagungsebene aufweisen. Bei allen Anordnungen bleibt die tangentiale Einströmung der von den Vormischbrennern 5 induzierten Erzeugung der Heissgase 9 in den toroidalen Innenraum 8 vorzugsweise bestehen, damit die Stabilität des ringförmigen Kernes 10 dieser Heisgasströmung gewährleistet bleibt. Die Zuschaltung oder Abschaltung der einzelnen Vormischbrenner 5 geschieht hier fliessend, d.h. die einzelnen Vormischbrenner 5 stehen in einer betriebsmässigen Interdependenz zueinander, so dass bei Inbetriebsetzung oder Ausserbetriebsetzung die einzelnen Vormischbrenner, welche ohne Zündvorrichtung auskommen, mit einer maximierten Ansprechbarkeit reagieren. Durch den kompakten Brennraum dieser Brennkammer 1, der allein durch den toroidalen Innenraum 8 gebildet ist, wird auf die Entstehung von Pulsationen entgegengewirkt, da die Vortex-Heissgasströmung aufgrund ihrer strömungsmässigen Stabilität und Impulsstärke keine Rückkopplung von brennkammerspezifischen Frequenzen auf die Vormischbrenner 5 resp. auf die Flammenfront zulässt. Damit wird mit der geometrischen Konfiguration dieser toroidalen Brennkammer 1 der Entstehung von Pulsationen in markanter Weise entgegengewirkt. Die unbestritten äusserst kompakte Bauweise dieser toroidalen Brennkamrner 1 eignet sich darüber hinaus vorzüglich, eine effiziente Kühlung mit einer minimierten Menge an Kühlmedium zu bewerkstelligen. In Fig. 1 wird gezeigt, wie eine solche Kühlung vonstatten gehen kann. Die toroidale Brennkammer 1 ist von einer Schale 13 umschlossen. Durch einen von dieser Schale 13 gegenüber der Wand der Brennkammer 1 gebildeten Zwischenraum 14 strömt einen Kühlluftstrom 15 heran, der über einen ringförmigen Kanal 17 von der Verdichtereinheit abgezweigt wird. Nach erfolgter Kühlung der Aussenwand der toroidaler Brennkammer 1 strömt die Kühlluftstrommenge 16 grundsätzlich in das Plenum 6. Diese zur Kühlung eingesetzte Luftmenge 16 kann indessen beispielsweise in die Brennkammer 1 oder in die Vormischbrenner 5, jeweils an geeigneter Stelle, eingeleitet werden. Was die Drallströmungen aus den Brennern 5 betrifft, so ist darauf zu achten, dass deren Anzahl über alle Betriebsstufen der Brennkammer 1 unterkritisch bleibt. Daraus ergibt sich, dass grundsätzlich bei einer Basislast der Maschine die Gasdichtheit des Vortex-Kernes 10 weitgehend uniform ausfällt, was sich auf dessen Stabilität und auf die Verharrzeiten der Heissgase in diesem Bereich niederschlägt. Ein so gebildeter Vortex-Kern 10 entfaltet überraschenderweise eine unmittelbare Stabilisierung der Flammenfront im Sinne eines körperlosen Flammenhalters gegenüber den einzelnen peripher angeordneten Brennern, womit die Bestrebungen zu einer Flammenstabiliserung im Herrschaftsbereich dieser Brenner keine absolute Priorität mehr entfalten.
Fig. 2 zeigt die toroidale Brennkammer 1 von aussen, gemäss Ansicht II. aus Fig. 1, wobei diese Darstellung lösgelöst von der übrigen Infrastruktur der Gasturbine ist. Aus dieser Figur geht in prägnanter Weise die geometrische Ausbildung der Brennkammer sowie die Aufteilung und Stellung der Vormischbrenner 5 hervor. Die Vormischbrenner 5 sind zum einen tangential auf dem Umfang der toroidalen Brennkammer 1 angeordnet; darüber hinaus weisen sie, unter einem Winkel, in Strömungsrichtung hin. Auf die strömungsdynamischen Aspekte aus dieser Konstellation ist unter Fig. 1 bereits näher eingegangen.
Die dargestellte toroidale Brennkammer 1 erfüllt insbesondere Vorteile, die hier anhand einer Stichwortliste nochmals zusammengefasst werden sollen, wobei sich daraus weitgehend die weiter oben spezifizierten Vorteile ergeben.
  • 1. Das Fliehkraftfeld des Wirbels führt zu einer starken Vergleichmässigung der Gastemperaturverteilung in Umfangsrichtung.
    Die Brennerstufung in Umfangsrichtung ist auch bei einreihiger Brenneranordnung möglich, dies im Gegensatz zu Brennkammern ohne Drall.
    Ein einfaches Betriebskonzept mit niedrigen Schadstoff-Emissionen (NOx, CO, UHC) ist auch bei Teillast gewährleistet.
  • 2. Die Torusform der Brennkammer kombiniert mit dem Fliehkraftfeld des Wirbels reduziert den konvektiven Wärmeübergang auf ein Minimum (Gaszentrifugeneffekt, Strömung an konkaver Wand). Zudem wird bei vorgegebenem Brennkammer-Volumen die kleinstmögliche Oberfläche erreicht.
  • 3. Die Querzündung innerhalb des Verbundes der Brenner wird entscheidend verbessert. Zündung über kalte Brenner hinweg ist möglich.
  • 4. Eine kompakte Baulänge der Brennkammer ist gegeben.
    • Bezugszeichenliste
    1
    Brennkammer
    2
    Gehäuse
    3
    Turbine
    4
    Rotor
    5
    Brenner, Vormischbrenner
    6
    Plenum
    7
    Verbrennungsluft
    8
    Innenraum
    9
    Heissgase, Heissgasströmung, Vortex-Heissgasströmung, Drallströmung
    10
    Kern von Pos. 9, Vortex-Kem
    11
    Heissgaskanal
    12
    Leitschaufeln
    13
    Schale
    14
    Zwischenraum
    15
    Kühlmedium, Kühlluftstrom
    16
    Kühlluftstrommenge
    17
    Ringförmiger Kanal

    Claims (9)

    1. Brennkammer (1) einer Gasturbogruppe, die mindestens einen ringförmigen toroidalen Innenraum (8) aufweist, der im Wesentlichen einen in der Anströmungsebene einer zur Gasturbogruppe gehörigen, nachgeschalteten Turbine (3) in Umfangsrichtung abzweigenden Heissgaskanal (11) aufweist,
      dadurch gekennzeichnet, dass auf einem Umfang der Brennkammer (1) eine Anzahl mit dem Innenraum (8) in Wirkverbindung stehender Vormischbrenner (5) angeordnet ist.
    2. Brennkammer nach Anspruch 1,
      dadurch gekennzeichnet, dass der Heissgaskanal (11) eine strömungsmässige richtungsgleiche Fortsetzung der sich in dem ringförmigen toroidalen Innenraum der Brennkammer (1) bildenden Drallströmung (9) bildet.
    3. Brennkammer nach Anspruch 2,
      dadurch gekennzeichnet, dass der Heissgaskanal (11) endseitig mit zu Laufschaufeln der nachgeschalteten Turbine (3) in Wirkverbindung stehenden Leitschaufeln (12) bestückt ist.
    4. Brennkammer nach Anspruch 1,
      dadurch gekennzeichnet, dass die Brenner (5) gegenüber der neutralen Ringachse des ringförmigen, toroidalen Innenraums (8) tangential angeordnet sind.
    5. Brennkammer nach wenigstens einem der Ansprüche 1 oder 4,
      dadurch gekennzeichnet, dass die Brenner (5) gegenüber der senkrechten Achse des ringförmigen toroidalen Innenraums (8) unter einem Winkel angeordnet sind.
    6. Brennkammer nach Anspruch 1,
      dadurch gekennzeichnet, dass der ringförmige, toroidale Innenraum (8) von einer Schale (13) ummantelt ist und dass im von der Schale (13) gegenüber der äusseren Form des ringförmigen, toroidalen Innenraums (8) gebildeten Zwischenraum (14) ein Kühlmedium (15) strömt.
    7. Brennkammer nach Anspruch 1,
      dadurch gekennzeichnet, dass die Brenner (5) in Wirkverbindung mit einem Plenum (6) stehen und dass eine zu diesem Plenum gehörige Verbrennungsluft (7) die Brenner (5) speist.
    8. Verfahren zum Betrieb einer Brennkammer (1) gemäss Anspruch 1, in deren ringförmigem, toroidalem Innenraum (8) sich eine um dessen Ringachse zusammenhängende, aus Heissgasen bestehende Drallströmung (9) mit einem Vortex-Kern (10) bildet, und die Drehrichtung der Drallströmung (9) die Ausströmungsebene der Heissgase aus dem Innenraum (8) zu einer nachgeschalteten Turbine (3) induziert,
      dadurch gekennzeichnet, dass eine Anzahl von Vormischbrennern (5) in Wirkverbindung mit dem Innenraum (8) steht.
    9. Verfahren nach Anspruch 8,
      dadurch gekennzeichnet, dass die Drehrichtung der Drallströmung (9) von der Betriebsweise der Brenner (5) und der Einströmungsebene der Verbrennungsluft in den Innenraum ausgelöst wird.
    EP97810167A 1997-03-20 1997-03-20 Gasturbine mit toroidaler Brennkammer Expired - Lifetime EP0870990B1 (de)

    Priority Applications (4)

    Application Number Priority Date Filing Date Title
    DE59710046T DE59710046D1 (de) 1997-03-20 1997-03-20 Gasturbine mit toroidaler Brennkammer
    EP97810167A EP0870990B1 (de) 1997-03-20 1997-03-20 Gasturbine mit toroidaler Brennkammer
    CNB981041957A CN1149354C (zh) 1997-03-20 1998-03-20 汽轮机燃烧室
    US09/044,910 US6192669B1 (en) 1997-03-20 1998-03-20 Combustion chamber of a gas turbine

    Applications Claiming Priority (1)

    Application Number Priority Date Filing Date Title
    EP97810167A EP0870990B1 (de) 1997-03-20 1997-03-20 Gasturbine mit toroidaler Brennkammer

    Publications (2)

    Publication Number Publication Date
    EP0870990A1 EP0870990A1 (de) 1998-10-14
    EP0870990B1 true EP0870990B1 (de) 2003-05-07

    Family

    ID=8230183

    Family Applications (1)

    Application Number Title Priority Date Filing Date
    EP97810167A Expired - Lifetime EP0870990B1 (de) 1997-03-20 1997-03-20 Gasturbine mit toroidaler Brennkammer

    Country Status (4)

    Country Link
    US (1) US6192669B1 (de)
    EP (1) EP0870990B1 (de)
    CN (1) CN1149354C (de)
    DE (1) DE59710046D1 (de)

    Families Citing this family (34)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    DE59808754D1 (de) * 1997-12-19 2003-07-24 Mtu Aero Engines Gmbh Vormischbrennkammer für eine Gasturbine
    DE19860583A1 (de) * 1998-12-29 2000-07-06 Abb Alstom Power Ch Ag Brennkammer für eine Gasturbine
    EP1284391A1 (de) * 2001-08-14 2003-02-19 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammeranordnung für Gasturbinen
    GB2398863B (en) 2003-01-31 2007-10-17 Alstom Combustion Chamber
    DE10325455A1 (de) * 2003-06-05 2004-12-30 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Betrieb einer ringförmigen Brenneranordnung in einer Zwischenerhitzungsstufe einer mehrstufigen Verbrennungseinrichtung einer Gasturbine
    US20060283181A1 (en) * 2005-06-15 2006-12-21 Arvin Technologies, Inc. Swirl-stabilized burner for thermal management of exhaust system and associated method
    US20090287120A1 (en) * 2007-12-18 2009-11-19 Searete Llc, A Limited Liability Corporation Of The State Of Delaware Circulatory monitoring systems and methods
    US8015821B2 (en) * 2008-01-11 2011-09-13 Spytek Aerospace Corporation Apparatus and method for a gas turbine entrainment system
    US9052116B2 (en) 2008-10-30 2015-06-09 Power Generation Technologies Development Fund, L.P. Toroidal heat exchanger
    KR101810599B1 (ko) 2008-10-30 2017-12-20 파워 제네레이션 테크놀로지스 디베럽먼트 펀드 엘. 피. 환상면 경계층 가스 터빈
    EP2239501B1 (de) 2009-04-06 2012-01-04 Siemens Aktiengesellschaft Drallvorrichtung, Brennkammer und Gasturbine mit verbessertem Drall
    CN102686849B (zh) * 2009-09-13 2015-09-02 贫焰公司 用于燃烧设备的入口预混合器
    DE102010023816A1 (de) * 2010-06-15 2011-12-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammeranordnung
    DE102011108887A1 (de) * 2011-07-28 2013-01-31 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenzentripetalringbrennkammer sowie Verfahren zur Strömungsführung
    US10295191B2 (en) 2011-12-31 2019-05-21 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine and annular combustor with swirler
    US9879862B2 (en) * 2013-03-08 2018-01-30 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine afterburner
    RU2544020C1 (ru) * 2014-01-15 2015-03-10 Открытое акционерное общество "Газэнергосервис" Способ монтажа внутренних вставок корпуса турбины газоперекачивающего агрегата
    USD791930S1 (en) * 2015-06-04 2017-07-11 Tropitone Furniture Co., Inc. Fire burner
    US10197291B2 (en) 2015-06-04 2019-02-05 Tropitone Furniture Co., Inc. Fire burner
    USD787041S1 (en) * 2015-09-17 2017-05-16 Whirlpool Corporation Gas burner
    US10837651B2 (en) 2015-09-24 2020-11-17 Whirlpool Corporation Oven cavity connector for operating power accessory trays for cooking appliance
    US11777190B2 (en) 2015-12-29 2023-10-03 Whirlpool Corporation Appliance including an antenna using a portion of appliance as a ground plane
    US9810434B2 (en) * 2016-01-21 2017-11-07 Siemens Energy, Inc. Transition duct system with arcuate ceramic liner for delivering hot-temperature gases in a combustion turbine engine
    US10704787B2 (en) 2016-03-30 2020-07-07 General Electric Company Closed trapped vortex cavity pilot for a gas turbine engine augmentor
    US10145568B2 (en) 2016-06-27 2018-12-04 Whirlpool Corporation High efficiency high power inner flame burner
    RU2638420C1 (ru) * 2016-07-05 2017-12-13 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Камера сгорания безгенераторного жрд
    US10655859B2 (en) * 2017-01-11 2020-05-19 Honeywell International Inc. Turbine scroll assembly for gas turbine engine
    US10551056B2 (en) 2017-02-23 2020-02-04 Whirlpool Corporation Burner base
    US10823418B2 (en) * 2017-03-02 2020-11-03 General Electric Company Gas turbine engine combustor comprising air inlet tubes arranged around the combustor
    US10451290B2 (en) 2017-03-07 2019-10-22 Whirlpool Corporation Forced convection steam assembly
    US10660162B2 (en) 2017-03-16 2020-05-19 Whirlpool Corporation Power delivery system for an induction cooktop with multi-output inverters
    US10627116B2 (en) 2018-06-26 2020-04-21 Whirlpool Corporation Ventilation system for cooking appliance
    US10619862B2 (en) 2018-06-28 2020-04-14 Whirlpool Corporation Frontal cooling towers for a ventilation system of a cooking appliance
    US10837652B2 (en) 2018-07-18 2020-11-17 Whirlpool Corporation Appliance secondary door

    Family Cites Families (14)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    GB514620A (en) * 1937-02-13 1939-11-14 Gyoergy Jendrassik Improvements in or relating to gas turbine plant
    CH301137A (de) * 1950-11-17 1954-08-31 Power Jets Res & Dev Ltd Verbrennungseinrichtung.
    US3010281A (en) * 1957-12-24 1961-11-28 Adolph J Cervenka Toroidal combustion chamber
    US3269119A (en) * 1960-03-16 1966-08-30 Nathan C Price Turbo-jet powerplant with toroidal combustion chamber
    US3309866A (en) * 1965-03-11 1967-03-21 Gen Electric Combustion process and apparatus
    BE674852A (de) * 1966-01-07 1966-05-03
    US3722216A (en) * 1971-01-04 1973-03-27 Gen Electric Annular slot combustor
    CH674561A5 (de) 1987-12-21 1990-06-15 Bbc Brown Boveri & Cie
    US4928479A (en) * 1987-12-28 1990-05-29 Sundstrand Corporation Annular combustor with tangential cooling air injection
    CH679799A5 (de) * 1988-07-25 1992-04-15 Christian Reiter
    US5241818A (en) * 1989-07-13 1993-09-07 Sundstrand Corporation Fuel injector for a gas turbine engine
    US5109671A (en) * 1989-12-05 1992-05-05 Allied-Signal Inc. Combustion apparatus and method for a turbine engine
    DE4232383A1 (de) * 1992-09-26 1994-03-31 Asea Brown Boveri Gasturbogruppe
    DE4435266A1 (de) 1994-10-01 1996-04-04 Abb Management Ag Brenner

    Also Published As

    Publication number Publication date
    DE59710046D1 (de) 2003-06-12
    CN1149354C (zh) 2004-05-12
    CN1195088A (zh) 1998-10-07
    EP0870990A1 (de) 1998-10-14
    US6192669B1 (en) 2001-02-27

    Similar Documents

    Publication Publication Date Title
    EP0870990B1 (de) Gasturbine mit toroidaler Brennkammer
    EP0620362B1 (de) Gasturbogruppe
    DE102007004864C5 (de) Brennkammer einer Gasturbine und Verbrennungssteuerverfahren für eine Gasturbine
    DE19615910B4 (de) Brenneranordnung
    DE102006003577B4 (de) Brennkammer einer Gasturbine
    DE69006861T2 (de) Brenner und Brennstoffinjektor-Anordnung.
    EP0731255B1 (de) Verfahren zum Betrieb einer Kraftwerksanlage
    EP1654496B1 (de) Brenner und verfahren zum betrieb einer gasturbine
    EP0576697B1 (de) Brennkammer einer Gasturbine
    EP1141628B1 (de) Brenner zum betrieb eines wärmeerzeugers
    CH698007A2 (de) Gestufte Mehrringdüse mit radialem Einlauf für mageres Vorgemisch und Zweistoff-Ringrohr-Brennkammer.
    EP0795685A1 (de) Mehrstufige Gasturbine mit Dampfkühlung und -einleitung in die Brennkammer
    EP0797051B1 (de) Brenner für einen Wärmeerzeuger
    EP0687860A2 (de) Brennkammer mit Selbstzündung
    EP0571782A1 (de) Verfahren zum Betrieb einer Brennkammer einer Gasturbine
    EP0481111B1 (de) Brennkammer einer Gasturbine
    EP0681099A2 (de) Kraftwerksanlage
    DE102011000589A1 (de) Axial gestufte Vormischbrennkammer
    EP0193029B1 (de) Brennkammer für Gasturbinen
    DE112019000871T5 (de) Brennkammer und damit ausgestattete gasturbine
    EP0751351A1 (de) Brennkammer
    EP1062461B1 (de) Brennkammer und verfahren zum betrieb einer brennkammer
    DE19900026B4 (de) Gasturbine mit Dampfeindüsung
    EP0978635B1 (de) Verfahren zur Kühlung der thermisch belasteten Strukturen einer Kraftwerksanlage
    EP0683356B1 (de) Verfahren zum Betrieb einer Brennkammer und Brennkammer

    Legal Events

    Date Code Title Description
    PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

    Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

    AK Designated contracting states

    Kind code of ref document: A1

    Designated state(s): DE GB

    17P Request for examination filed

    Effective date: 19990317

    AKX Designation fees paid

    Free format text: DE GB

    RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

    Owner name: ALSTOM

    17Q First examination report despatched

    Effective date: 20011205

    GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

    Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

    RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

    Owner name: ALSTOM (SWITZERLAND) LTD

    GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

    Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

    GRAA (expected) grant

    Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

    AK Designated contracting states

    Designated state(s): DE GB

    PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

    Ref country code: GB

    Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

    Effective date: 20030507

    REG Reference to a national code

    Ref country code: GB

    Ref legal event code: FG4D

    Free format text: NOT ENGLISH

    REF Corresponds to:

    Ref document number: 59710046

    Country of ref document: DE

    Date of ref document: 20030612

    Kind code of ref document: P

    GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)

    Effective date: 20031016

    PLBE No opposition filed within time limit

    Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

    STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

    Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

    26N No opposition filed

    Effective date: 20040210

    PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

    Ref country code: GB

    Payment date: 20080320

    Year of fee payment: 12

    PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

    Ref country code: DE

    Payment date: 20080321

    Year of fee payment: 12

    GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

    Effective date: 20090320

    PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

    Ref country code: DE

    Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

    Effective date: 20091001

    PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

    Ref country code: GB

    Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

    Effective date: 20090320