EP1022437A1 - Bauteil zur Verwendung in einer thermischen Machine - Google Patents
Bauteil zur Verwendung in einer thermischen Machine Download PDFInfo
- Publication number
- EP1022437A1 EP1022437A1 EP99100901A EP99100901A EP1022437A1 EP 1022437 A1 EP1022437 A1 EP 1022437A1 EP 99100901 A EP99100901 A EP 99100901A EP 99100901 A EP99100901 A EP 99100901A EP 1022437 A1 EP1022437 A1 EP 1022437A1
- Authority
- EP
- European Patent Office
- Prior art keywords
- component
- cooling
- coolant
- outer edge
- components
- 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.)
- Withdrawn
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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- 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
- F23R3/002—Wall structures
-
- 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
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/11—Shroud seal segments
-
- 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
- F05D2240/81—Cooled platforms
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F23M2900/00—Special features of, or arrangements for combustion chambers
- F23M2900/05005—Sealing means between wall tiles or panels
-
- 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
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00012—Details of sealing devices
Definitions
- the invention relates to a component and an arrangement of Components for cooling can be exposed to a hot medium Surfaces in a thermal machine, especially of Gap and edge areas in the hot gas duct of gas turbines.
- a thermal machine especially in a gas turbine, are heated by a hot medium, e.g. Hot gas
- a hot medium e.g. Hot gas
- some Surfaces delimiting space are subjected to high thermal loads.
- the machine is tried, if possible to achieve high temperature of the hot medium. It is therefore on the one hand of great importance, suitable materials for the to find surfaces exposed to the hot medium, especially materials with sufficient strength if possible high temperatures. On the other hand, it depends efficiently cool these surfaces to high temperatures to be able to apply.
- a turbine blade is known from US Pat. No. 4,948,338 with a cooled cover band surface.
- An essentially flat cooling channel extends within a respective cover tape from the middle of the cover tape towards Edge of the cover tape. The one that ends before the edge of the cover tape Cooling duct guides cooling air that at the end of the cooling duct in the shroud impingement cooling.
- Coolant feedthroughs Before the end of the cooling channel branch at an angle towards the outer surface of the shroud opening into the outer surface of the shroud Coolant feedthroughs. This allows cooling air to enter from the cooling channel to the outer surface of the shroud and thence over the edge of the shroud to the adjacent shroud an adjacent turbine blade. This will create a additional cooling of the outer surfaces of the shrouds brought about.
- a guide ring is as a wall element in a gas turbine between the platforms of two turbine guide vanes arranged.
- the outer surface of the guide rings is exposed to hot gas and in the radial direction from the outer ends of the turbine blades through a Gap spaced.
- Through cooling channels within the hot gas exposed wall of the guide ring is a heat dissipation made possible by convective cooling and by impingement cooling.
- the guide ring faces the outer surface specially designed cooling air slots. These are oriented so that the cooling air in the flow direction of the Hot gas with minimal impulse exchange between the cooling air and the hot gas should be led to the outer surface. This is said to provide efficient film cooling of the hot gas exposed surface.
- the object of the invention is a thermally highly resilient Specify component.
- Another object of the invention is specify an arrangement of components, in particular the allows efficient cooling of gap and / or edge areas.
- the first object is achieved by a component for use in a thermal machine, the is exposed to a hot medium, comprising a wall element with an internal cooling area with one of a coolant loadable cooling surface and an outer, the hot Medium exposed surface, and an edge area with an outer peripheral surface opposite the outer surface is inclined towards the cooling surface, with a the coolant duct penetrating the wall element, wherein the coolant feedthrough the edge area from the inner Cooling area penetrates to the outer edge surface.
- the invention is based on the consideration that a component in a thermal machine, which is a hot medium, e.g. exposed to hot gas or steam due to temperature the medium is thermally very heavily loaded.
- On Wall element serves to limit the space from the hot medium is filled.
- a component can do this using known cooling mechanisms with appropriate Coolant feedthroughs are provided around the hot Medium exposed surface using a coolant to cool.
- the invention opens up a new possibility for effective cooling of the edge area Component in a thermal machine, e.g. a wall element in gas turbines.
- the coolant duct is not in the edge area of the component directly in the room from the hot medium, especially the hot gas duct of gas turbines, is filled, led, but penetrates the Border area completely from the interior, to which coolant can be applied Surface towards the outer edge surface.
- This design of the coolant duct in the edge area there is in particular the advantage of a convective Cooling effect across the entire edge area. Farther this configuration offers the possibility of a combination with another component an effective impact and To achieve film cooling in the edge area.
- Versions that are complex to produce for film cooling Coolant feedthrough with delay range in Having the shape of a diffuser is the embodiment described the coolant duct, for example as a simple one Drilled through the edge area, especially with regard very advantageous on manufacturing costs.
- the outer edge surface of the component preferably has a recess, in particular a groove, for receiving a Sealing element.
- the coolant duct preferably opens between the recess and the outer surface in the outer edge surface. This configuration ensures that on the one hand the efficient cooling effect in the Edge area, especially on the outer edge surface remains and on the other hand the option to include a Sealing element remains.
- Components can be ensured that hot medium, especially hot gas, practically not that hot Medium facing side of the component to the hot Medium side of the component reaches. This works beneficial to the use of coolant and thus to the Cooling efficiency. It will continue to do everything else Components that are not so thermally resilient and open the side of the component facing away from the hot medium are protected against destruction or damage.
- the transition from the edge area to the outer area is preferred Surface of the component worked out as a chamfer or rounding.
- the bevel angle is preferably 35 ° to 45 ° or Radius of the curve 0.2 mm to 0.8 mm.
- the diameter of the coolant duct is preferably 0.2 mm to 2.0 mm, in particular 0.4 mm to 1.2 mm.
- the component is preferably used as a platform for fixation a gas turbine blade, as a guide ring in a gas turbine, as a head platform of a guide vane (hub) one Gas turbine or as a heat shield element in the combustion chamber a gas turbine.
- blading A gas turbine is differentiated into guide vanes and blades, each on rings radial to the axis of rotation the gas turbine are arranged. One along the axis of rotation successive pair from a vane ring and a blade ring is used as a turbine stage designated.
- a vane has a platform which is used to fix the guide vane to the inner turbine casing is arranged as a wall element, while a moving blade on the turbine rotor arranged along the axis of rotation is attached via a platform.
- a guide ring is a wall element in a gas turbine between the platforms two guide vanes arranged. The outer surface the guide ring is the hot medium, especially that Hot gas, exposed and in a radial direction from the outside Ends of the blades spaced by a gap.
- the task based on an arrangement of components becomes solved according to the invention by an arrangement of a component, according to one of the above statements, and another Component that has a cooling surface and an outer, the hot Medium exposed surface and an outer edge surface has, the components being arranged side by side are that between the outer peripheral surface of the component and the outer edge surface of the further component Gap is formed, and the coolant duct in the Gap opens.
- the gap to the outer surface is preferably in the arrangement of the components expanded. Through this configuration the gap will delay the coolant flow in the Gap created. This has a particularly favorable effect the formation of a cooling film for film cooling.
- the cooling film develops along the outer edge surface of the widened gap in the direction of the filled with the hot medium Space, especially the flow duct of a gas turbine, and emerges from the gap.
- the is preferred Gap extension formed by the outer edge surface at least one component to the outer surface is set back a distance.
- the transition is preferably at least for one of the components worked out to the outer surface as chamfer or curve.
- the outflow direction of the cooling film is largely tangential to the chamfer and then predominantly parallel to the Flow direction of the hot gas oriented.
- This execution in an arrangement is particularly suitable for continuation and spreading the cooling film along the outer Surface of the components.
- the outer edge surfaces preferably have the recesses lying opposite one another, in particular grooves in which a sealing element engages. It is advantageous that this configuration one for hot medium, especially the hot gas, largely impermeable Merging adjacent components is realized. This ensures that hot medium, in particular Hot gas, practically not from that facing the hot medium Side of the component facing away from the hot medium Side of the component. This has a favorable effect on the Use of coolant and thus on the cooling efficiency. In particular this also protects other components that on the side of the arrangement facing away from the hot medium are located and are not so thermally resilient.
- the further component preferably also has in the arrangement a coolant duct opening into the gap, wherein the coolant bushings of the components are offset from each other are arranged.
- the coolant duct of the component and the further component accordingly open into the respective outer edge surface of the components, the Mouths are not directly opposite. This will make it Coolant is supplied to the gap at various points.
- the Coolant flows are therefore largely unaffected by one another, which is beneficial to training an effective Cooling film affects, as swirling largely avoided be and the coolant evenly along the outer edge surface of the components distributed in the gap.
- this design on the Coolant bushing opposite each other An impact cooling effect arises on the edge surface.
- the components are preferably in the hot gas duct of a gas turbine arranged.
- Figure 1 shows a half section through a gas turbine 1.
- Sie has a compressor 2 for combustion air, a combustion chamber 3 with burner 4 for liquid or gaseous fuels and arranged on the wall inside the combustion chamber 3, heat shield elements not shown in the figure, and the turbine 5 for driving the compressor 2 and one in the generator, not shown.
- the turbine 5 are generally referred to as turbine stage pairs Guide blade 7 and blade 8 arranged.
- a guide vane 7 has a platform 6, which for fixing the Guide blade 7 on the inner turbine housing as wall element 10 is arranged. At the same time, this platform 6 is thermal heavily loaded component 9, which the outer boundary the hot medium M, in particular the hot gas in the Turbine 5 forms.
- the operation of the gas turbine 1 becomes fresh Air drawn in from the environment.
- the air is in the compressor 2 compressed and thereby preheated at the same time.
- the air with liquid or gaseous Fuel brought together and burned.
- One before the compressor 2 removed part of the air serves as cooling air K for Cooling the first turbine stage, e.g. with a turbine inlet temperature from about 750 ° C to 1250 ° C becomes.
- the expansion takes place in the turbine 5 and Cooling the hot medium M, in particular the hot gas, which flows through the turbine stages.
- FIG. 2 shows as a longitudinal section a section of a platform 6 for fixation a guide vane 7 of a gas turbine 1.
- the component 9 comprises a wall element 10 with an inner cooling area 11 with a cooling surface which can be acted upon by the cooling air K. 12 and an outer, exposed to the hot medium M. outer surface 13.
- the component 9 has an edge region 14 with an edge surface 15 which is opposite the outer Surface 13 is inclined in the direction of the cooling surface 12.
- the outer edge surface 15 is essentially vertical arranged to the outer surface 13.
- the outer Edge surface 15 has a recess 17, in particular a groove, for receiving a sealing element 23, the perpendicular to the outer edge surface 15 in the edge region 14 is incorporated.
- the transition from the outer edge surface 15 to the outer surface 13 is worked out as a chamfer 18, the bevel angle ⁇ is 45 °.
- the component 9 has a Coolant passage 16 with a constant over its length Diameter D1 from, for example, 0.2 mm to 2.0 mm, the edge area 14 completely from the inner cooling area 11 penetrates towards the outer edge surface 15.
- the Coolant feedthrough 16 is a bore at a flat angle elaborated to the cooling surface 12.
- the inner cooling area is used to cool the component 9 11 acted upon by cooling air K, which on the cooling surface 12 impingement cooling. Part of this cooling air K flows through the coolant duct 16 so that it is a convective Cooling in the edge region 14 brings about.
- Figure 3 shows a longitudinal section through a section of a Arrangement of adjacent components 9, 21, which are exemplary as Adjacent platforms 6 for fixing guide vanes 7 are executed in a gas turbine 1.
- Other embodiments, about as adjacent head platforms from Guide blades 7 as adjacent platforms 6 for fixation of blades 8 or as heat shield elements in the Combustion chamber 4 of a gas turbine 1 are possible.
- the further component 21 has one Cooling surface 12 and an outer, exposed to the hot medium M. Surface 13, and an outer peripheral surface 15 on.
- the components 9, 21 are arranged side by side so that between the outer edge surface 15 of the component 9 and the outer edge surface 15 of the further component 21 a gap 22 is formed.
- the expansion of the gap 22 to outer surface 13 is by resetting the outer Edge surface 15 of the further component 21 by a distance D2 of, for example, 1.0 mm to 2.0 mm is reached.
- the outer Edge surface 15 of the further component 21 has a recess 17, which is designed in particular as a groove. In the groove 17 engages a sealing element 23, so that essentially no hot medium M, especially hot gas, along the outer edge surface 15 of the components 9, 21 by the Gap 22 in other areas facing away from the hot medium M. arrives at the arrangement.
- the sealing element 23 is a thin metal strip executed, whereby between the components 9, 21st and the sealing element 23 a generally referred to as a metal seal Sealing effect is achieved.
- the coolant flow of the Cooling air K causes convective cooling within the Coolant feed-through 16. After flowing out of the coolant feed-through 16 of the component 9 on the outer edge surface 15, the cooling air K effects effective impingement cooling the opposite of the coolant duct 16 Edge surface 15 of the further component 21.
- the Coolant flow of the cooling air K by expanding the Gap 22 delayed. This creates a diffuser effect and favors the formation of a cooling film for film cooling.
- the outer edge surface 15 of the component 9 in the direction of the outer surface 13 as chamfer 18 the bevel angle 45 °. As a result, the outflow direction of the cooling film largely tangential to the chamfer 18 and then adjusted parallel to the flow direction of the hot gas.
- This version in an arrangement is suitable here particularly good for the continuation and spreading of the cooling film along the outer surface 13 of the component 9.
- Figures 4 and 5 each show a longitudinal section through a Section of an arrangement of adjacent platforms 19 for Fixation of guide vanes 7 with a modified compared to Figure 3 Design of the recesses 17 and the sealing element 23. Between the recesses 17 of the neighboring ones Platforms 19 are located as a sealing element 23 according to the figure 4 a metal sealing spring (E-Seal), and according to FIG. 5 a metallic one Spring seal (C-Seal).
- E-Seal metal sealing spring
- C-Seal metallic one Spring seal
- FIG. 5 is a longitudinal section through a section of a Arrangement of a platform 19, a guide vane 7 and one Guide ring 20 of a gas turbine 1 shown.
- the guide ring 20 has an edge region 14 and an inner, with Cooling air K acts on cooling surface 12.
- the components 19, 20 are arranged side by side, that a gap 22 between the platform 19 of the guide vane 7th and the guide ring 20 formed in the direction the outer surface 13 of the components 19, 20 expanded.
- the Components 19, 20 are via a sealing element 23, which in the Recesses 17, opposite one another in the exemplary embodiment Grooves, engages, joined together.
- the sealing element 23 serves to form the one formed between the components 19, 20 Completing gap 22 and largely prevents the hot Medium M, especially hot gas, in areas of the hot Medium M side of the components 19, 20 reaches.
- the Edge area 14 of the guide ring 20 is with a coolant feedthrough 16 provided by the inner cooling surface 12 is guided into the gap 22.
- the coolant duct penetrates 16 the edge area 14 completely below a flat angle with respect to the inner cooling surface 12, and opens between the recess 17 and the outer surface 13 into the gap 22.
- the transition from the outer edge surface 15 to the outer surface 13 of the platform 19 of the guide vane 7 is worked out as a chamfer 18, the chamfer angle ⁇ e.g. Is 45 °.
- the arrangement is cooled as follows: the cooling air K first meets the cooling surface 12 and causes there an impingement cooling. Then flows through part of the Cooling air K, the coolant duct 16, which in the example as Bore is worked out. This works through the occurring in it convective cooling as an efficient heat sink. As a result, especially in the edge region 14 of the guide ring 20 achieved a particularly effective cooling. So already warmed cooling air K then becomes impact cooling and further used for film cooling. After the cooling air flows out K from the coolant duct 16 of the guide ring 20 in the gap 22, the cooling air K effects efficient impingement cooling on the coolant duct 16 opposite outer edge surface 15 of the platform 19 of the guide vane 7. Furthermore, by widening the gap 22 in particular achieved a diffuser effect.
- the flow velocities the cooling air K emerging from the gap and the Hot gases are, because of the retarding effect of the expansion the gap 22 on the cooling air K, approximately the same, and the formation of a cooling film for film cooling is thereby particularly favored.
- the chamfer 18 the outflow direction of the cooling film largely tangential to Chamfer 18 and then parallel to the direction of flow of the hot gas customized.
- the cooling effect of this cooling film is very effective because the outflow direction of the cooling air K with the flow direction of the hot medium M, in particular the hot gas, agrees well.
- This configuration in an arrangement is suitable therefore particularly good for training, continuing education and Spread an effective cooling film along the outer Surface 13 of platform 19 of guide vane 7.
- FIG 6 is a perspective view of neighboring Platforms 19 of guide vanes 7 with a gas turbine 1 Coolant bushings 16, 16A shown.
- the coolant feedthroughs 16, 16A of the adjacent platforms 19 offset from each other.
- the cooling air K flows from the inner cooling surfaces 12, 12A of the adjacent platforms 19 in the gap 22 that towards the outer Surfaces 13, 13A of the platforms 19 is expanded.
- the Flow of the cooling air K is inside the coolant feedthroughs 16, 16A illustrated by arrows.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Die Erfindung betrifft ein Bauteil (9) zur Verwendung in einer thermischen Maschine, das einem heißen Medium (M) aussetzbar ist. Das Bauteil (9) umfaßt ein Wandelement(10) mit einem inneren Kühlbereich (11) mit einer von einem Kühlmittel (K) beaufschlagbaren Kühloberfläche (12) und einer äußeren, dem heißen Medium (M) aussetzbaren Oberfläche (13) und einen Randbereich (14) mit einer äußeren Randoberfläche (15), die gegenüber der äußeren Oberfläche (13) in Richtung der Kühloberfläche (12) geneigt ist, mit einer das Wandelement (10) durchdringenden Kühlmitteldurchführung (16). Die Kühlmitteldurchführung (16) durchdringt vollständig den Randbereich (14) von dem inneren Kühlbereich (11) zur äußeren Randoberfläche (15) hin. Die Erfindung betrifft weiterhin eine Anordnung von Bauteilen. <IMAGE>
Description
Die Erfindung betrifft ein Bauteil und eine Anordnung von
Bauteilen zur Kühlung von einem heißen Medium aussetzbaren
Oberflächen in einer thermischen Maschine, insbesondere von
Spalt- und Randbereichen im Heißgaskanal von Gasturbinen.
In einer thermischen Maschine, insbesondere in einer Gasturbine,
werden durch ein heißes Medium, z.B. Heißgas, die einen
Raum begrenzenden Oberflächen thermisch stark belastet. Im
Hinblick auf die Erhöhung des Wirkungsgrades einer thermischen
Maschine wird unter anderem versucht, eine möglichst
hohe Temperatur des heißen Mediums zu erzielen. Es ist daher
einerseits von großer Bedeutung, geeignete Werkstoffe für die
mit dem heißen Medium beaufschlagten Oberflächen zu finden,
besonders Materialen mit ausreichender Festigkeit bei möglichst
hohen Temperaturen. Andererseits kommt es darauf,
diese Oberflächen effizient zu kühlen, um hohe Temperaturen
anwenden zu können.
Aus der US Patentschrift 4,948,338 geht eine Turbinenschaufel
mit gekühlter Deckbandfläche hervor. Turbinenschaufeln, die
in einer Ebene senkrecht zur Rotationsachse angeordnet sind,
sind am äußeren radialen Ende jeweils mit einem Deckband versehen.
Aneinander grenzende Deckbänder von benachbarten Turbinenschaufeln
sind so aneinandergefügt, daß eine mechanisch
und thermisch feste Verbindung hergestellt ist. Ein im wesentlichen
flacher Kühlkanal erstreckt sich innerhalb eines
jeweiligen Deckbandes von der Deckbandmitte in Richtung zum
Rand des Deckbandes. Der vor dem Rand des Deckbandes endende
Kühlkanal führt Kühlluft, die am Ende des Kühlkanals im Deckband
eine Prallkühlung bewirkt. Vor dem Ende des Kühlkanals
zweigen unter einem Winkel in Richtung zur äußeren Oberfläche
des Deckbandes in die äußere Oberfläche des Deckbandes mündende
Kühlmitteldurchführungen ab. Dadurch gelangt Kühlluft
aus dem Kühlkanal an die äußere Oberfläche des Deckbandes und
von dort über den Rand des Deckbandes zum angrenzenden Deckband
einer benachbarten Turbinenschaufel. Hierdurch wird eine
zusätzlichen Kühlung der äußeren Oberflächen der Deckbänder
herbeigeführt.
Aus der US Patentschrift 5,649,806 geht eine verbesserte
Kühlanordnung für Führungsringe von Turbinenleitschaufeln in
einer Gasturbine hervor. Ein Führungsring ist als Wandelement
in einer Gasturbine zwischen den Plattformen zweier Turbinenleitschaufeln
angeordnet. Die äußere Oberfläche der Führungsringe
ist einem Heißgas ausgesetzt und in radialer Richtung
von den äußeren Enden der Turbinenlaufschaufeln durch einen
Spalt beabstandet. Durch Kühlkanäle innerhalb der dem Heißgas
ausgesetzten Wand des Führungsrings wird eine Wärmeabfuhr
durch konvektive Kühlung und durch Prallkühlung ermöglicht.
Darüber hinaus weist der Führungsring zur äußeren Oberfläche
hin speziell ausgestaltete Kühlluftschlitze auf. Diese sind
so orientiert, daß die Kühlluft in Strömungsrichtung des
Heißgases mit minimalem Impulsaustausch zwischen der Kühlluft
und dem Heißgas an die äußere Oberfläche geführt werden soll.
Dadurch soll eine effiziente Filmkühlung der dem heißen Gas
ausgesetzten Oberfläche bewirkt werden.
Aufgabe der Erfindung ist es ein thermisch hoch belastbares
Bauteil anzugeben. Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist
eine Anordnung von Bauteilen anzugeben, die insbesondere die
effiziente Kühlung von Spalt- und/oder Randbereichen ermöglicht.
Erfindungsgemäß wird die erstgenannte Aufgabe gelöst durch
ein Bauteil zur Verwendung in einer thermischen Maschine, das
einem heißen Medium aussetzbar ist, umfassend ein Wandelement
mit einem inneren Kühlbereich mit einer von einem Kühlmittel
beaufschlagbaren Kühloberfläche und einer äußeren, dem heißen
Medium aussetzbaren Oberfläche, und einen Randbereich mit
einer äußeren Randoberfläche, die gegenüber der äußeren Oberfläche
in Richtung der Kühloberfläche geneigt ist, mit einer
das Wandelement durchdringenden Kühlmitteldurchführung, wobei
die Kühlmitteldurchführung den Randbereich von dem inneren
Kühlbereich zur äußeren Randoberfläche hin durchdringt.
Die Erfindung geht von der Überlegung aus, daß ein Bauteil in
einer thermische Maschine, welches einem heißen Medium, z.B.
einem heißen Gas oder Dampf, ausgesetzt ist, durch die Temperatur
des Mediums thermisch sehr stark belastet ist. Ein
Wandelement dient hierbei der Begrenzung des Raums, der von
dem heißen Medium ausgefüllt ist. Ein Bauteil kann hierbei
unter Ausnutzung bekannter Kühlmechanismen mit entsprechenden
Kühlmitteldurchführungen versehen werden, um die dem heißen
Medium aussetzbare Oberfläche unter Verwendung eines Kühlmittels
zu kühlen. Mit der Erfindung wird dabei eine neue Möglichkeit
für die effektive Kühlung des Randbereichs eines
Bauteils in einer thermischen Maschine, z.B. eines Wandelements
in Gasturbinen, geschaffen. Die Kühlmitteldurchführung
ist im Randbereich des Bauteils nicht direkt in den Raum der
vom heißen Medium, insbesondere dem Heißgaskanal von Gasturbinen,
ausgefüllt ist, geführt, sondern sie durchdringt den
Randbereich vollständig von der inneren, mit Kühlmittel beaufschlagbaren
Oberfläche zur äußeren Randoberfläche hin.
Durch diese Ausführung der Kühlmitteldurchführung im Randbereich
ergibt sich insbesondere der Vorteil einer konvektiven
Kühlwirkung über den gesamten Randbereich hinweg. Weiterhin
besteht durch diese Ausgestaltung die Möglichkeit, in Kombination
mit einem weiteren Bauteil eine effektive Prall- und
Filmkühlung im Randbereich zu erreichen. Auch gegenüber anderen
Ausführungen, die zur Filmkühlung eine aufwendig herzustellende
Kühlmitteldurchführung mit Verzögerungsbereich in
Form eines Diffusors aufweisen, ist die beschriebene Ausführung
der Kühlmitteldurchführung, beispielsweise als einfache
Bohrung durch den Randbereich ausgeführt, vor allem im Hinblick
auf die Herstellungskosten sehr vorteilhaft.
Vorzugsweise weist die äußere Randoberfläche des Bauteils
eine Ausnehmung, inbesondere eine Nut, zur Aufnahme eines
Dichtelements auf. Bevorzugt mündet die Kühlmitteldurchführung
zwischen der Ausnehmung und der äußeren Oberfläche in
die äußere Randoberfläche. Durch diese Ausgestaltung ist gewährleistet,
daß einerseits die effiziente Kühlwirkung im
Randbereich, insbesondere an der äußeren Randoberfläche, erhalten
bleibt und andererseits die Option zur Aufnahme eines
Dichtelements bestehen bleibt. In Kombination mit weiteren
Bauteilen kann dadurch sichergestellt werden, daß heißes Medium,
insbesondere Heißgas, praktisch nicht von der dem heißen
Medium zugewandten Seite des Bauteils zu der dem heißen
Medium angewandten Seite des Bauteils gelangt. Dies wirkt
sich vorteilhaft auf den Kühlmitteleinsatz und somit auf die
Kühleffizienz aus. Weiterhin werden dadurch vor allem andere
Bauteile, die thermisch nicht so hoch belastbar sind und auf
der dem heißen Medium abgewandten Seite des Bauteils angeordnet
sind, vor Zerstörung oder Beschädigung geschützt.
Vorzugsweise ist der Übergang vom Randbereich zu der äußeren
Oberfläche des Bauteils als Fase oder Rundung ausgearbeitet.
Bevorzugterweise beträgt der Fasenwinkel 35° bis 45° bzw. der
Radius der Rundung 0.2 mm bis 0.8 mm.
Bevorzugt beträgt der Durchmesser der Kühlmitteldurchführung
0.2 mm bis 2.0 mm, insbesondere 0.4 mm bis 1.2 mm. Durch
diese Dimensionierung bleibt die konvektive Kühlwirkung der
Durchführung erhalten und der Kühlmittelstrom zur äußeren
Randoberfläche des Bauteils bleibt hinreichend groß.
Vorzugsweise ist das Bauteil als eine Plattform zur Fixierung
einer Gasturbinenschaufel, als ein Führungsring in einer Gasturbine,
als eine Kopfplattform einer Leitschaufel (Nabe) einer
Gasturbine oder als ein Hitzeschildelement in der Brennkammer
einer Gasturbine ausgebildet. Hinsichtlich der Beschaufelung
einer Gasturbine unterscheidet man Leitschaufeln
und Laufschaufeln, die jeweils auf Kränzen radial zur Rotationsachse
der Gasturbine angeordnet sind. Ein entlang der Rotationsachse
aufeinanderfolgendes Paar aus einem Leitschaufelkranz
und einem Laufschaufelkranz wird dabei als Turbinenstufe
bezeichnet. Eine Leitschaufel weist eine Plattform auf,
welche zur Fixierung der Leitschaufel am inneren Turbinengehäuse
als Wandelement angeordnet ist, während eine Laufschaufel
auf dem entlang der Rotationsachse angeordneten Turbinenläufer
über eine Plattform befestigt ist. Ein Führungsring
ist als Wandelement in einer Gasturbine zwischen den Plattformen
zweier Leitschaufeln angeordnet. Die äußere Oberfläche
des Führungsrings ist dem heißen Medium, insbesondere dem
Heißgas, ausgesetzt und in radialer Richtung von den äußeren
Enden der Laufschaufeln durch einen Spalt beabstandet.
Die auf einer Anordnung von Bauteilen beruhende Aufgabe wird
erfindungsgemäß gelöst durch eine Anordnung von einem Bauteil,
gemäß einer der obigen Ausführungen, und einem weiteren
Bauteil, das eine Kühloberfläche und eine äußere, dem heißen
Medium aussetzbare Oberfläche und eine äußere Randoberfläche
aufweist, wobei die Bauteile so nebeneinander angeordnet
sind, daß zwischen der äußeren Randoberfläche des Bauteils
und der äußeren Randoberfläche des weiteren Bauteils ein
Spalt gebildet ist, und die Kühlmitteldurchführung in den
Spalt mündet.
Vorzugsweise ist in der Anordnung der Spalt zur äußeren Oberfläche
der Bauteile hin erweitert. Durch diese Ausgestaltung
des Spalts wird eine Verzögerung der Kühlmittelströmung im
Spalt herbeigeführt. Dies wirkt sich besonders günstig auf
die Ausbildung eines Kühlfilms zur Filmkühlung aus. Der Kühlfilm
entwickelt sich entlang der äußeren Randoberfläche des
erweiterten Spalts in Richtung des mit dem heißen Medium ausgefüllten
Raums, insbesondere des Strömumgskanals einer Gasturbine,
und tritt aus dem Spalt aus. Bevorzugt ist die
Spalterweiterung dadurch gebildet, daß die äußere Randoberfläche
zumindest eines Bauteils zur äußeren Oberfläche hin um
einen Abstand zurückgesetzt ist.
Vorzugsweise ist zumindest für eines der Bauteile der Übergang
zur äußeren Oberfläche als Fase oder Rundung ausgearbeitet.
Dadurch ist die Ausströmrichtung des Kühlfilms weitgehend
tangential zur Fase und danach vorwiegend parallel zur
Strömungsrichtung des Heißgases orientiert. Diese Ausführung
in einer Anordnung eignet sich besonders gut für die Weiterführung
und Ausbreitung des Kühlfilms entlang der äußeren
Oberfläche der Bauteile.
Bevorzugt weisen bei einer Anordnung die äußere Randoberflächen
der Bauteile einander gegenüberliegende Ausnehmungen,
insbesondere Nuten auf, in die ein Dichtelemet eingreift. Es
ist vorteilhaft, daß durch diese Konfiguration eine für das
heiße Medium, insbesondere das Heißgas, weitgehend undurchlässige
Zusammenfügung benachbarter Bauteile realisiert wird.
Dadurch wird gewährleistet, daß heißes Medium, insbesondere
Heißgas, praktisch nicht von der dem heißen Medium zugewandten
Seite des Bauteils zu der dem heißen Medium abgewandten
Seite des Bauteils gelangt. Dies wirkt sich günstig auf den
Kühlmitteleinsatz und somit auf die Kühleffizienz aus. Insbesondere
werden dadurch auch andere Bauteile geschützt, die
sich auf der dem heißen Medium abgewandten Seite der Anordnung
befinden und thermisch nicht so hoch belastbar sind.
Bevorzugt weist in der Anordnung auch das weitere Bauteil
eine in den Spalt mündende Kühlmitteldurchführung auf, wobei
die Kühlmitteldurchführungen der Bauteile gegeneinander versetzt
angeordnet sind. Die Kühlmitteldurchführung des Bauteils
und des weiteren Bauteils münden demzufolge in die jeweilige
äußere Randoberfläche der Bauteile, wobei sich die
Mündungen nicht unmittelbar gegenüberliegen. Dadurch wird das
Kühlmittel dem Spalt an verschiedenen Stellen zugeführt. Die
Kühlmittelströme sind demnach weitgehend unbeeinflußt voneinander,
was sich vorteilhaft auf die Ausbildung eines effektiven
Kühlfilms auswirkt, da Verwirbelungen weitgehend vermieden
werden und sich das Kühlmittel gleichmäßig entlang der
äußeren Randoberfläche der Bauteile im Spalt verteilt. Besonders
vorteilhaft ist, daß durch diese Ausführung auf der der
Kühlmitteldurchführung jeweils gegenüberliegenden äußeren
Randoberfläche ein Prallkühleffekt entsteht.
Die Bauteile sind vorzugsweise im Heißgaskanal einer Gasturbine
angeordnet.
Die Erfindung wird beispielhaft im folgenden anhand einiger
in der Zeichnung dargestellter Ausführungsbeispiele näher erläutert.
Die Figuren zeigen teilweise schematisch und vereinfacht:
- FIG 1
- einen Längsschnitt durch eine Gasturbine mit Verdichter, Brennkammer und Turbine,
- FIG 2
- einen Längsschnitt durch einen Ausschnitt einer Plattform zur Fixierung einer Leitschaufel einer Gasturbine,
- FIG 3, 4, 5
- jeweils einen Längsschnitt durch einen Ausschnitt einer Anordnung benachbarter Plattformen von Leitschaufeln einer Gasturbine,
- FIG 6
- einen Längsschnitt durch einen Ausschnitt einer Anordnung aus einer Plattform einer Leitschaufel und eines Führungsring in einer Gasturbine,
- FIG 7
- eine perspektivische Darstellung benachbarter Plattformen von Leitschaufeln in einer Gasturbine.
Gleiche Bezugszeichen haben in den einzelnen Figuren die
gleiche Bedeutung.
Figur 1 zeigt einen Halbschnitt durch eine Gasturbine 1. Sie
weist einen Verdichter 2 für Verbrennungsluft, eine Brennkammer
3 mit Brenner 4 für flüssige oder gasförmige Brennstoffe
und mit im Inneren der Brennkammer 3 an der Wand angeordneten,
in der Figur nicht gezeigten, Hitzeschildelementen, sowie
die Turbine 5 zum Antrieb des Verdichters 2 und eines in
der Figur nicht dargestellten Generators auf. In der Turbine
5 sind allgemein als Turbinenstufe bezeichnete Paare aus
Leitschaufel 7 und Laufschaufel 8 angeordnet. Eine Leitschaufel
7 weist eine Plattform 6 auf, welche zur Fixierung der
Leitschaufel 7 am inneren Turbinengehäuse als Wandelement 10
angeordnet ist. Gleichzeitig ist diese Plattform 6 ein thermisch
stark belastetes Bauteil 9, welches die äußere Begrenzung
des heißen Mediums M, insbesondere des Heißgases in der
Turbine 5 bildet. Im Betrieb der Gasturbine 1 wird frische
Luft aus der Umgebung angesaugt. Die Luft wird im Verdichter
2 verdichtet und dadurch gleichzeitig vorgewärmt. In der
Brennkammer 4 wird die Luft mit flüssigem oder gasförmigem
Brennstoff zusammengebracht und verbrannt. Ein zuvor dem Verdichter
2 entnommener Teil der Luft dient als Kühlluft K zur
Kühlung der ersten Turbinenstufe, die z.B. mit einer Turbineneintrittstemperatur
von etwa 750 °C bis 1250°C beaufschlagt
wird. In der Turbine 5 erfolgt die Entspannung und
Abkühlung des heißen Mediums M, insbesondere des Heißgases,
welches durch die Turbinenstufen strömt.
Das Bauteil 9 ist in Figur 2 näher dargestellt. Figur 2 zeigt
als Längsschnitt einen Ausschnitt einer Plattform 6 zur Fixierung
einer Leitschaufel 7 einer Gasturbine 1. Das Bauteil
9 umfasst ein Wandelement 10 mit einem inneren Kühlbereich 11
mit einer durch die Kühlluft K beaufschlagbaren Kühloberfläche
12 und einer äußeren, dem heißen Medium M aussetzbaren
äußeren Oberfläche 13. Das Bauteil 9 weist einen Randbereich
14 mit einer Randoberfläche 15 auf, die gegenüber der äußeren
Oberfläche 13 in Richtung der Kühloberfläche 12 geneigt ist.
Die äußere Randoberfläche 15 ist dabei im wesentlichen senkrecht
zur äußeren Oberfläche 13 angeordnet. Die äußere
Randoberfläche 15 ist mit einer Ausnehmung 17, insbesondere
einer Nut, zur Aufnahme eines Dichtelements 23 versehen, die
senkrecht zur äußeren Randoberfläche 15 in den Randbereich 14
eingearbeit ist. Der Übergang von der äußeren Randoberfläche
15 zur äußeren Oberfläche 13 ist als Fase 18 ausgearbeitet,
wobei der Fasenwinkel α 45° beträgt. Das Bauteil 9 weist eine
Kühlmitteldurchführung 16 mit einem über deren Länge konstanten
Durchmesser D1 von beispielsweise 0.2 mm bis 2.0 mm auf,
die den Randbereich 14 vollständig von dem inneren Kühlbereich
11 zur äußeren Randoberfläche 15 hin durchdringt. Die
Kühlmitteldurchführung 16 ist als Bohrung unter flachem Winkel
zur Kühloberfläche 12 ausgearbeitet.
Sie mündet in einen Bereich der äußeren Randoberfläche 15,
der zwischen der Ausnehmung 17 und der äußeren Oberfläche 13
liegt. Zur Kühlung des Bauteil 9 wird der innere Kühlbereich
11 mit Kühlluft K beaufschlagt, die auf der Kühloberfläche 12
eine Prallkühlung bewirkt. Ein Teil dieser Kühlluft K strömt
durch die Kühlmitteldurchführung 16, so daß sie eine konvektive
Kühlung im Randbereich 14 herbeiführt.
Figur 3 zeigt einen Längsschnitt durch einen Ausschnitt einer
Anordnung benachbarter Bauteile 9, 21, die beispielhaft als
benachbarte Plattformen 6 zur Fixierung von Leitschaufeln 7
in einer Gasturbine 1 ausgeführt sind. Weitere Ausführungsformen,
etwa als aneinander grenzende Kopfplattformen von
Leitschaufeln 7, als benachbarte Plattformen 6 zur Fixierung
von Laufschaufeln 8 oder als Hitzeschildelemente in der
Brennkammer 4 einer Gasturbine 1, sind möglich. In Figur 3
sind ein Bauteil 9 gemäß Figur 2 und ein weiteres Bauteil 21
nebeneinander angeordnet. Das weitere Bauteil 21 weist eine
Kühloberfläche 12 und eine äußere, dem heißen Medium M aussetzbare
Oberfläche 13, und eine äußere Randoberfläche 15
auf. Die Bauteile 9, 21 sind so nebeneinander angeordnet, daß
zwischen der äußeren Randoberfläche 15 des Bauteils 9 und der
äußeren Randoberfläche 15 des weiteren Bauteils 21 ein Spalt
22 gebildet ist. Dieser erweitert sich zur äußeren Oberfläche
13 der Bauteile 9, 21 hin. Die Erweiterung des Spalts 22 zur
äußeren Oberfläche 13 hin ist durch Zurücksetzen der äußeren
Randoberfläche 15 des weiteren Bauteils 21 um einen Abstand
D2 von beispielsweise 1.0 mm bis 2.0 mm erreicht. Die äußere
Randoberfläche 15 des weiteren Bauteils 21 weist eine Ausnehmung
17 auf, die insbesondere als Nut ausgestaltet ist. In
die Nut 17 greift ein Dichtelement 23 ein, so daß im wesentlichen
kein heißes Medium M, insbesondere Heißgas, entlang
der äußeren Randoberfläche 15 der Bauteile 9, 21 durch den
Spalt 22 in andere, dem heißen Medium M abgewandte, Bereiche
der Anordnung gelangt. Das Dichtelement 23 ist als dünner Metallstreifen
ausgeführt, wodurch zwischen den Bauteilen 9, 21
und dem Dichtelement 23 eine allgemein als Metalldichtung bezeichnete
Dichtwirkung erreicht wird. Der Kühlmittelstrom der
Kühlluft K bewirkt eine konvektive Kühlung innerhalb der
Kühlmitteldurchführung 16. Nach Ausströmen aus der Kühlmitteldurchführung
16 des Bauteils 9 an der äußeren Randoberfläche
15 bewirkt die Kühlluft K eine effektive Prallkühlung an
der der Kühlmitteldurchführung 16 gegenüberliegenden äußeren
Randoberfläche 15 des weiteren Bauteils 21. Im Spalt wird der
Kühlmittelstrom der Kühlluft K durch die Erweiterung des
Spalts 22 verzögert. Dadurch wird eine Diffusorwirkung erzielt
und die Ausbildung eines Kühlfilms zur Filmkühlung begünstigt.
Weiterhin ist die äußere Randoberfläche 15 des Bauteils
9 in Richtung der äußeren Oberfläche 13 als Fase 18 mit
dem Fasenwinkel 45° ausgestaltet. Hierdurch wird die Ausströmrichtung
des Kühlfilms weitgehend tangential zur Fase 18
und danach parallel zur Strömungsrichtung des Heißgases angepaßt.
Diese Ausführung in einer Anordnung eignet sich hier
besonders gut für die Weiterführung und Ausbreitung des Kühlfilms
entlang der äußeren Oberfläche 13 des Bauteils 9.
Figuren 4 und 5 zeigen jeweils einen Längsschnitt durch einen
Ausschnitt einer Anordnung benachbarter Plattformen 19 zur
Fixierung von Leitschaufeln 7 mit einer gegenüber Figur 3 modifizierten
Gestaltung der Ausnehmungen 17 und des Dichtelements
23. Zwischen den Ausnehmungen 17 der benachbarten
Plattformen 19 befindet sich als Dichtelement 23 gemäß Figur
4 eine Metalldichtfeder (E-Seal), und gemäß Figur 5 eine metallische
Federdichtung (C-Seal).
In Figur 5 ist ein Längsschnitt durch einen Ausschnitt einer
Anordnung aus einer Plattform 19 einer Leitschaufel 7 und einem
Führungsring 20 einer Gasturbine 1 dargestellt. Der Führungsring
20 weist einen Randbereich 14 und eine innere, mit
Kühlluft K beaufschlagbare Kühloberfläche 12 auf. Analog zu
Figur 3 sind die Bauteile 19, 20 so nebeneinander angeordnet,
daß ein Spalt 22 zwischen der Plattform 19 der Leitschaufel 7
und dem Führungsring 20 gebildet ist, der sich in Richtung
der äußeren Oberfläche 13 der Bauteile 19, 20 erweitert. Die
Bauteile 19, 20 sind über ein Dichtelement 23, welches in die
Ausnehmungen 17, im Ausführungsbeispiel einander gegenüberliegende
Nuten, eingreift, zusammengefügt. Das Dichtelement
23 dient dazu, den zwischen den Bauteilen 19, 20 gebildeten
Spalt 22 abzuschließen und verhindert weitgehend, das heißes
Medium M, insbesondere Heißgas, in Bereiche der dem heißen
Medium M abgewandten Seite der Bauteile 19, 20 gelangt. Der
Randbereich 14 des Führungsrings 20 ist mit einer Kühlmitteldurchführung
16 versehen, die von der inneren Kühloberfläche
12 in den Spalt 22 geführt ist. Dabei durchdringt die Kühlmitteldurchführung
16 den Randbereich 14 vollständig unter
einem flachem Winkel bezüglich der inneren Kühloberfläche 12,
und mündet zwischen Ausnehmung 17 und äußerer Oberfläche 13
in den Spalt 22. Der Übergang von der äußeren Randoberfläche
15 zur äußeren Oberfläche 13 der Plattform 19 der Leitschaufel
7 ist als Fase 18 ausgearbeitet, wobei der Fasenwinkel α
z.B. 45° beträgt.
Die Anordnung wird folgendermaßen gekühlt: Die Kühlluft K
trifft zunächst auf die Kühloberfläche 12 und bewirkt dort
eine Prallkühlung. Anschließend durchströmt ein Teil der
Kühlluft K die Kühlmitteldurchführung 16, die im Beispiel als
Bohrung ausgearbeitet ist. Diese wirkt durch die in ihr auftretende
konvektive Kühlung als eine effiziente Wärmesenke.
Hierdurch wird vor allem im Randbereich 14 des Führungsrings
20 eine besonders effektive Kühlung erzielt. Die so bereits
erwärmte Kühlluft K wird anschließend zur Prallkühlung und
zur Filmkühlung weiterverwendet. Nach Ausströmen der Kühlluft
K aus der Kühlmitteldurchführung 16 des Führungsrings 20 in
den Spalt 22, bewirkt die Kühlluft K eine effiziente Prallkühlung
an der der Kühlmitteldurchführung 16 gegenüberliegenden
äußeren Randoberfläche 15 der Plattform 19 der Leitschaufel
7. Ferner wird durch die Erweiterung des Spalts 22 insbesondere
eine Diffusorwirkung erzielt. Die Strömungsgeschwindigkeiten
der aus dem Spalt austretenden Kühlluft K und des
Heißgases sind, wegen der verzögernden Wirkung der Erweiterung
des Spalts 22 auf die Kühlluft K, annähernd gleich, und
die Ausbildung eines Kühlfilms zur Filmkühlung wird dadurch
besonders begünstigt. Darüber hinaus ist durch die Fase 18
die Ausströmrichtung des Kühlfilms weitgehend tangential zur
Fase 18 und danach parallel zur Strömungsrichtung des Heißgases
angepaßt. Der bei diesem Kühlverfahren durch die Kühlluft
K gebildete Kühlfilm auf der äußeren Oberfläche 13 erfüllt
solange seine Funktion, bis dieser abreißt bzw. verwirbelt
ist. Die Kühlwirkung dieses Kühlfilms ist sehr effektiv, da
die Ausströmrichtung der Kühlluft K mit der Strömungsrichtung
des heißen Mediums M, insbesondere des Heißgases, gut übereinstimmt.
Diese Ausgestaltung in einer Anordnung eignet sich
daher besonders gut für die Ausbildung, Weiterführung und
Ausbreitung eines effektiven Kühlfilms entlang der äußeren
Oberfläche 13 der Plattform 19 der Leitschaufel 7.
In Figur 6 ist eine perspektivische Darstellung benachbarter
Plattformen 19 von Leitschaufeln 7 einer Gasturbine 1 mit
Kühlmitteldurchführungen 16, 16A gezeigt. Die Kühlmitteldurchführungen
16, 16A der benachbarten Plattformen 19 sind
gegeneinander versetzt angeordnet. Die Kühlluft K strömt von
den inneren Kühloberflächen 12, 12A der benachbarten Plattformen
19 in den Spalt 22, der in Richtung zu den äußeren
Oberflächen 13, 13A der Plattformen 19 erweitert ist. Die
Strömung der Kühlluft K ist innerhalb der Kühlmitteldurchführungen
16, 16A durch Pfeile veranschaulicht. Ein Teil der
Kühlluft K, die auf die inneren Kühloberflächen 12, 12A auftrifft
und dort zunächst eine Prallkühlung bewirkt, durchströmt
mit einhergehender konvektiver Kühlwirkung die gezeigten
Kühlmitteldurchführungen 16, 16A in den Plattformen 19
und mündet in den Spalt 22. Dort wird sie zur Prallkühlung
der den Kühlmitteldurchführungen 16, 16A jeweils gegenüberliegenden
Randflächen der Plattformen 19 und zur Filmkühlung
der dem heißen Medium M, inbesondere dem Heißgas, ausgesetzten
äußeren Oberflächen 13, 13A weiterverwendet.
Claims (14)
- Bauteil (9) zur Verwendung in einer thermischen Maschine, das einem heißen Medium aussetzbar ist, umfassend ein Wandelement (10) mit einem inneren Kühlbereich (11) mit einer von einem Kühlmittel beaufschlagbaren Kühloberfläche (12) und einer äußeren, dem heißen Medium (M) aussetzbaren Oberfläche (13) und einen Randbereich (14) mit einer äußeren Randoberfläche (15), die gegenüber der äußeren Oberfläche (13) in Richtung der Kühloberfläche (12) geneigt ist, mit einer das Wandelement (10) durchdringenden Kühlmitteldurchführung (16), dadurch gekennzeichnet, daß die Kühlmitteldurchführung (16) den Randbereich (14) von dem inneren Kühlbereich (11) zur äußeren Randoberfläche (15) hin durchdringt.
- Bauteil (9) nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die äußere Randoberfläche (15) eine Ausnehmung (17), insbesondere eine Nut, zur Aufnahme eines Dichtelements (23) aufweist. - Bauteil (9) nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet, daß die Kühlmitteldurchführung (16) zwischen Ausnehmung (17) und der äußeren Oberfläche (13) in die äußere Randoberfläche (15) mündet. - Bauteil (9) nach Anspruch 1, 2 oder 3,
dadurch gekennzeichnet, daß ein Übergang vom Randbereich (14) zu der äußeren Oberfläche (13) als Fase oder Rundung (18) ausgearbeitet ist. - Bauteil (9) nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet, daß der Fasenwinkel (α) 35° bis 55°, bzw. der Radius der Rundung 0.2 mm bis 0.8 mm beträgt. - Bauteil (9) nach den Ansprüchen 1 bis 5,
dadurch gekennzeichnet, daß der Durchmesser (D1) der Kühlmitteldurchführung (16) 0.2 mm bis 2.0 mm, insbesondere 0.4 mm bis 1.2 mm, beträgt. - Bauteil (9) nach den Ansprüchen 1 bis 6,
gekennzeichnet durch eine Ausgestaltung als eine Plattform (19) zur Fixierung einer Leitschaufel (7) oder einer Laufschaufel (8), als ein Führungsring (20), als eine Kopfplattform einer Leitschaufel (7) oder als ein Hitzeschildelement in einer Brennkammer (3) einer Gasturbine (1). - Anordnung von einem Bauteil (9) nach einem der vorangehenden Ansprüche und einem weiteren Bauteil (21), das eine Kühloberfläche (12) und eine äußere dem heißen Medium (M) aussetzbare Oberfläche (13) und eine äußere Randoberfläche (15) aufweist,
dadurch gekennzeichnet, daß die Bauteile (9, 21) so nebeneinander angeordnet sind, daß zwischen der äußeren Randoberfläche (15) des Bauteils (9) und der äußeren Randoberfläche (15) des weiteren Bauteils (21) ein Spalt (22) gebildet ist und die Kühlmitteldurchführung (16) in den Spalt (22) mündet. - Anordnung nach Anspruch 8,
dadurch gekennzeichnet, daß der Spalt (22) zur äußeren Oberfläche (13) der Bauteile (9, 21) hin erweitert ist. - Anordnung nach Anspruch 8 oder 9,
dadurch gekennzeichnet, daß zur äußeren Oberfläche (13) hin die äußere Randoberfläche (15) zumindest eines Bauteils um einen Abstand (D2) zurückgesetzt ist. - Anordnung nach Anspruch 8, 9 oder 10,
dadurch gekennzeichnet, daß zumindest für eines der Bauteile (9, 21) der Übergang vom Randbereich (14) zur äußeren Oberfläche (13) als Fase oder Rundung (18) ausgearbeitet ist. - Anordnung nach einem der Ansprüche 8 bis 11,
dadurch gekennzeichnet, daß die äußeren Randoberflächen (15) der Bauteile (9, 21) einander gegenüberliegende Ausnehmungen (17), inbesondere Nuten, aufweisen, in die ein Dichtelement (23) eingreift. - Anordnung nach einem der Ansprüche 8 bis 12,
dadurch gekennzeichnet, daß das weitere Bauteil (21) eine in den Spalt (22) mündende Kühlmitteldurchführung (16)aufweist, wobei die Kühlmitteldurchführungen (16) der Bauteile (9, 21) gegeneinander versetzt angeordnet sind. - Anordnung nach einem der Ansprüche 8 bis 13,
dadurch gekennzeichnet, daß diese Bauteile (9, 21) im Heißgaskanal einer Gasturbine (1) angeordnet sind.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
EP99100901A EP1022437A1 (de) | 1999-01-19 | 1999-01-19 | Bauteil zur Verwendung in einer thermischen Machine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
EP99100901A EP1022437A1 (de) | 1999-01-19 | 1999-01-19 | Bauteil zur Verwendung in einer thermischen Machine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
EP1022437A1 true EP1022437A1 (de) | 2000-07-26 |
Family
ID=8237370
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
EP99100901A Withdrawn EP1022437A1 (de) | 1999-01-19 | 1999-01-19 | Bauteil zur Verwendung in einer thermischen Machine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP1022437A1 (de) |
Cited By (27)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2002089206A (ja) * | 2000-07-27 | 2002-03-27 | General Electric Co <Ge> | シュラウド冷却セグメント及び組立体 |
EP1221539A2 (de) * | 2001-01-09 | 2002-07-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Dichtung eines Turbinenmantelrings |
WO2002097332A1 (de) * | 2001-05-25 | 2002-12-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Hitzeschildanordnung für eine heissgas führende komponente, insbesondere für strukturteile von gasturbinen, sowie verfahren zum herstellen einer derartigen anordnung |
EP1351022A3 (de) * | 2002-04-02 | 2005-01-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Mischluftloch in Gasturbinenbrennkammer mit Brennkammerschindeln |
EP1591725A2 (de) * | 2004-04-30 | 2005-11-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Heissgas-Dichtung |
EP1591724A1 (de) | 2004-04-30 | 2005-11-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Spaltdichtelement für einen Hitzeschild |
JP2007107517A (ja) * | 2005-10-14 | 2007-04-26 | General Electric Co <Ge> | タービンシュラウド組立体及びガスタービンエンジンを組み立てる方法 |
US7246993B2 (en) | 2001-07-13 | 2007-07-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Coolable segment for a turbomachine and combustion turbine |
WO2008017551A2 (de) * | 2006-08-07 | 2008-02-14 | Alstom Technology Ltd | Brennkammer einer verbrennungsanlage |
EP1749967A3 (de) * | 2005-08-02 | 2008-07-30 | Rolls-Royce plc | Kühlsystem für eine Gasturbine |
EP1956196A2 (de) * | 2007-01-19 | 2008-08-13 | United Technologies Corporation | Angefaste Vertiefungen in Deckbändern von Turbinenschaufeln |
WO2009150105A2 (de) * | 2008-06-12 | 2009-12-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Hitzeschildanordnung |
JP4634528B1 (ja) * | 2010-01-26 | 2011-02-23 | 三菱重工業株式会社 | 分割環冷却構造およびガスタービン |
EP2378071A1 (de) * | 2010-04-16 | 2011-10-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbineneinheit mit Kühlanordnung und Kühlverfahren |
US8122726B2 (en) | 2006-08-07 | 2012-02-28 | Alstom Technology Ltd | Combustion chamber of a combustion system |
FR2968350A1 (fr) * | 2010-12-06 | 2012-06-08 | Snecma | Anneau sectorise de turbine pour turbomachine, et turbomachine equipee d'un tel anneau |
WO2014169127A1 (en) | 2013-04-12 | 2014-10-16 | United Technologies Corporation | Combustor panel t-junction cooling |
US20160201914A1 (en) * | 2013-09-13 | 2016-07-14 | United Technologies Corporation | Sealed combustor liner panel for a gas turbine engine |
EP2971674A4 (de) * | 2013-03-14 | 2016-11-02 | United Technologies Corp | Kühlung der statorschaufelplattform eines gasturbinenmotors |
EP3333484A1 (de) * | 2016-12-09 | 2018-06-13 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Plattenförmiges bauteil einer gasturbine |
GB2559804A (en) * | 2017-02-21 | 2018-08-22 | Siemens Ag | Heatshield for a gas turbine |
EP3643969A1 (de) * | 2018-10-26 | 2020-04-29 | Delavan, Inc. | Brennkammerkuppelkacheln |
FR3096394A1 (fr) * | 2019-05-23 | 2020-11-27 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour turbomachine |
CN112460630A (zh) * | 2020-10-27 | 2021-03-09 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种燃气轮机高温区间隙平面间密封组件 |
EP3822460A1 (de) * | 2019-11-18 | 2021-05-19 | Raytheon Technologies Corporation | Gasturbine |
EP3839347A1 (de) * | 2019-12-20 | 2021-06-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Hitzeschildkachel einer brennkammer |
EP4343119A1 (de) * | 2022-09-23 | 2024-03-27 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Ringsegment für gasturbinentriebwerk |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3182955A (en) * | 1960-10-29 | 1965-05-11 | Ruston & Hornsby Ltd | Construction of turbomachinery blade elements |
US4948338A (en) | 1988-09-30 | 1990-08-14 | Rolls-Royce Plc | Turbine blade with cooled shroud abutment surface |
EP0516322A1 (de) * | 1991-05-20 | 1992-12-02 | General Electric Company | Kühlung für einen Gasturbinen-Statorring |
US5634766A (en) * | 1994-08-23 | 1997-06-03 | General Electric Co. | Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits |
US5649806A (en) | 1993-11-22 | 1997-07-22 | United Technologies Corporation | Enhanced film cooling slot for turbine blade outer air seals |
US5738490A (en) * | 1996-05-20 | 1998-04-14 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine engine shroud seals |
US5823741A (en) * | 1996-09-25 | 1998-10-20 | General Electric Co. | Cooling joint connection for abutting segments in a gas turbine engine |
-
1999
- 1999-01-19 EP EP99100901A patent/EP1022437A1/de not_active Withdrawn
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3182955A (en) * | 1960-10-29 | 1965-05-11 | Ruston & Hornsby Ltd | Construction of turbomachinery blade elements |
US4948338A (en) | 1988-09-30 | 1990-08-14 | Rolls-Royce Plc | Turbine blade with cooled shroud abutment surface |
EP0516322A1 (de) * | 1991-05-20 | 1992-12-02 | General Electric Company | Kühlung für einen Gasturbinen-Statorring |
US5649806A (en) | 1993-11-22 | 1997-07-22 | United Technologies Corporation | Enhanced film cooling slot for turbine blade outer air seals |
US5634766A (en) * | 1994-08-23 | 1997-06-03 | General Electric Co. | Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits |
US5738490A (en) * | 1996-05-20 | 1998-04-14 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine engine shroud seals |
US5823741A (en) * | 1996-09-25 | 1998-10-20 | General Electric Co. | Cooling joint connection for abutting segments in a gas turbine engine |
Cited By (48)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2002089206A (ja) * | 2000-07-27 | 2002-03-27 | General Electric Co <Ge> | シュラウド冷却セグメント及び組立体 |
EP1221539A2 (de) * | 2001-01-09 | 2002-07-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Dichtung eines Turbinenmantelrings |
EP1221539A3 (de) * | 2001-01-09 | 2004-09-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Dichtung eines Turbinenmantelrings |
WO2002097332A1 (de) * | 2001-05-25 | 2002-12-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Hitzeschildanordnung für eine heissgas führende komponente, insbesondere für strukturteile von gasturbinen, sowie verfahren zum herstellen einer derartigen anordnung |
US7021061B2 (en) | 2001-05-25 | 2006-04-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Heat shield arrangement for a hot-gas conducting component, in particular for structural pieces of gas turbines and method for production of said arrangement |
US7246993B2 (en) | 2001-07-13 | 2007-07-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Coolable segment for a turbomachine and combustion turbine |
EP1351022A3 (de) * | 2002-04-02 | 2005-01-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Mischluftloch in Gasturbinenbrennkammer mit Brennkammerschindeln |
US8695989B2 (en) | 2004-04-30 | 2014-04-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Hot gas seal |
EP1591725A2 (de) * | 2004-04-30 | 2005-11-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Heissgas-Dichtung |
EP1591724A1 (de) | 2004-04-30 | 2005-11-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Spaltdichtelement für einen Hitzeschild |
EP1591725A3 (de) * | 2004-04-30 | 2014-03-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Heissgas-Dichtung |
EP1749967A3 (de) * | 2005-08-02 | 2008-07-30 | Rolls-Royce plc | Kühlsystem für eine Gasturbine |
US7648333B2 (en) | 2005-08-02 | 2010-01-19 | Rolls-Royce Plc | Cooling arrangement |
EP1775423A3 (de) * | 2005-10-14 | 2010-05-19 | General Electric Company | Mantelringsegment einer Turbine |
JP2007107517A (ja) * | 2005-10-14 | 2007-04-26 | General Electric Co <Ge> | タービンシュラウド組立体及びガスタービンエンジンを組み立てる方法 |
US8006498B2 (en) | 2006-08-07 | 2011-08-30 | Alstom Technology Ltd | Combustion chamber of a combustion system |
WO2008017551A3 (de) * | 2006-08-07 | 2008-04-17 | Alstom Technology Ltd | Brennkammer einer verbrennungsanlage |
WO2008017551A2 (de) * | 2006-08-07 | 2008-02-14 | Alstom Technology Ltd | Brennkammer einer verbrennungsanlage |
US8122726B2 (en) | 2006-08-07 | 2012-02-28 | Alstom Technology Ltd | Combustion chamber of a combustion system |
EP1956196A3 (de) * | 2007-01-19 | 2012-08-01 | United Technologies Corporation | Angefaste Vertiefungen in Deckbändern von Turbinenschaufeln |
EP1956196A2 (de) * | 2007-01-19 | 2008-08-13 | United Technologies Corporation | Angefaste Vertiefungen in Deckbändern von Turbinenschaufeln |
WO2009150105A3 (de) * | 2008-06-12 | 2011-01-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Hitzeschildanordnung |
RU2508507C2 (ru) * | 2008-06-12 | 2014-02-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Устройство с теплозащитным экраном, камера сгорания и газовая турбина |
WO2009150105A2 (de) * | 2008-06-12 | 2009-12-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Hitzeschildanordnung |
US8480353B2 (en) | 2010-01-26 | 2013-07-09 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooling system of ring segment and gas turbine |
JP4634528B1 (ja) * | 2010-01-26 | 2011-02-23 | 三菱重工業株式会社 | 分割環冷却構造およびガスタービン |
JP2011153540A (ja) * | 2010-01-26 | 2011-08-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 分割環冷却構造およびガスタービン |
EP2378071A1 (de) * | 2010-04-16 | 2011-10-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbineneinheit mit Kühlanordnung und Kühlverfahren |
FR2968350A1 (fr) * | 2010-12-06 | 2012-06-08 | Snecma | Anneau sectorise de turbine pour turbomachine, et turbomachine equipee d'un tel anneau |
EP2971674A4 (de) * | 2013-03-14 | 2016-11-02 | United Technologies Corp | Kühlung der statorschaufelplattform eines gasturbinenmotors |
US10156150B2 (en) | 2013-03-14 | 2018-12-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine stator vane platform cooling |
WO2014169127A1 (en) | 2013-04-12 | 2014-10-16 | United Technologies Corporation | Combustor panel t-junction cooling |
EP2984317A4 (de) * | 2013-04-12 | 2016-03-30 | United Technologies Corp | Kühlung des t-verbindungsstücks einer brennkammerplatte |
US10634351B2 (en) | 2013-04-12 | 2020-04-28 | United Technologies Corporation | Combustor panel T-junction cooling |
US20160201914A1 (en) * | 2013-09-13 | 2016-07-14 | United Technologies Corporation | Sealed combustor liner panel for a gas turbine engine |
US10816201B2 (en) * | 2013-09-13 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Sealed combustor liner panel for a gas turbine engine |
EP3333484A1 (de) * | 2016-12-09 | 2018-06-13 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Plattenförmiges bauteil einer gasturbine |
US10753612B2 (en) | 2016-12-09 | 2020-08-25 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Plate-shaped structural component of a gas turbine |
GB2559804A (en) * | 2017-02-21 | 2018-08-22 | Siemens Ag | Heatshield for a gas turbine |
EP3643969A1 (de) * | 2018-10-26 | 2020-04-29 | Delavan, Inc. | Brennkammerkuppelkacheln |
US11408609B2 (en) | 2018-10-26 | 2022-08-09 | Collins Engine Nozzles, Inc. | Combustor dome tiles |
FR3096394A1 (fr) * | 2019-05-23 | 2020-11-27 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour turbomachine |
EP3822460A1 (de) * | 2019-11-18 | 2021-05-19 | Raytheon Technologies Corporation | Gasturbine |
US11384654B2 (en) | 2019-11-18 | 2022-07-12 | Raytheon Technologies Corporation | Mateface for blade outer air seals in a gas turbine engine |
EP3839347A1 (de) * | 2019-12-20 | 2021-06-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Hitzeschildkachel einer brennkammer |
CN112460630A (zh) * | 2020-10-27 | 2021-03-09 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种燃气轮机高温区间隙平面间密封组件 |
EP4343119A1 (de) * | 2022-09-23 | 2024-03-27 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Ringsegment für gasturbinentriebwerk |
US20240102394A1 (en) * | 2022-09-23 | 2024-03-28 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Ring segment for gas turbine engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1022437A1 (de) | Bauteil zur Verwendung in einer thermischen Machine | |
DE4027812A1 (de) | Selbstkuehlende stossverbindung | |
DE60005424T2 (de) | Mantelring für Gasturbinen | |
DE3825951C2 (de) | Einsatzelement | |
DE2718661C2 (de) | Leitschaufelgitter für eine axial durchströmte Gasturbine | |
DE69933601T2 (de) | Gasturbine | |
DE69926332T2 (de) | Bürstendichtung für eine Turbomaschine | |
DE69932688T2 (de) | Kühlungsöffnungen für Gasturbinenkomponenten | |
DE69723495T2 (de) | Kühlung von Gasturbinenbrennkammerwand | |
DE2320581C2 (de) | Gasturbine mit luftgekühlten Turbinenlaufschaufeln | |
EP1389690B1 (de) | Innenkühlbare Schraube | |
DE2438845C3 (de) | Ringbrennkammer für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE3231689A1 (de) | Mehrfach prallgekuehltes gebilde, insbesondere ummantelung eines gasstroemungsweges | |
EP1848904B1 (de) | Dichtungselement zur verwendung in einer strömungsmaschine | |
DE1476796B2 (de) | Aus einem hochfesten Material integral hergestelltes Bauteil einer Gasturbinenanlage | |
DE102006004437A1 (de) | Plattform einer Laufschaufel einer Gasturbine, Verfahren zur Herstellung einer Laufschaufel, Dichtungsplatte und Gasturbine | |
CH701041A2 (de) | Turbinenleitapparat mit Seitenwandkühlplenum. | |
DE1476804A1 (de) | Turbinenschaufel mit Tragflaechenprofil | |
DE3446385C2 (de) | Axialgasturbine | |
CH708764A2 (de) | Verriegelnde Abstandshalteranordnung zur Einführung in einen umlaufenden Befestigungsschlitz zwischen Plattformen benachbarter Laufschaufeln. | |
DE3730411A1 (de) | Dichtung | |
EP3361157A1 (de) | Wandbauteil einer gasturbine mit verbesserter kühlung | |
DE69812837T2 (de) | Doppelkreuzdichtung für Gasturbinenleitschaufeln | |
DE602004002004T2 (de) | Mit verringertem Kühlluftdurchstrom gekühlte Turbinenschaufel | |
DE3428206A1 (de) | Statoranordnung in einer gasturbine |
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): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE |
|
AX | Request for extension of the european patent |
Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI |
|
AKX | Designation fees paid | ||
STAA | Information on the status of an ep patent application or granted ep patent |
Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN |
|
18D | Application deemed to be withdrawn |
Effective date: 20010127 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: DE Ref legal event code: 8566 |