EP1922472A1 - Gasturbine mit einer einrichtung zur detektion eines wellenbruchs - Google Patents

Gasturbine mit einer einrichtung zur detektion eines wellenbruchs

Info

Publication number
EP1922472A1
EP1922472A1 EP06775914A EP06775914A EP1922472A1 EP 1922472 A1 EP1922472 A1 EP 1922472A1 EP 06775914 A EP06775914 A EP 06775914A EP 06775914 A EP06775914 A EP 06775914A EP 1922472 A1 EP1922472 A1 EP 1922472A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
turbine
rotor
sensor element
shaft
stator
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP06775914A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP1922472B1 (de
Inventor
Christopher Bilson
Derek Dewey
Andrew Cox
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.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines GmbH
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 MTU Aero Engines GmbH filed Critical MTU Aero Engines GmbH
Publication of EP1922472A1 publication Critical patent/EP1922472A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP1922472B1 publication Critical patent/EP1922472B1/de
Ceased legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/80—Diagnostics
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/90—Braking

Definitions

  • the invention relates to a device for detecting a shaft fracture on a gas turbine. Furthermore, the invention relates to a gas turbine.
  • Gas turbines designed as aircraft engines have at least one compressor, at least one combustion chamber and at least one turbine.
  • Aircraft engines are known from the prior art, on the one hand have three upstream of the combustion chamber positioned compressor and three positioned downstream of the combustion chamber turbines.
  • the three compressors are a low-pressure compressor, a medium-pressure compressor and a high-pressure compressor.
  • the three turbines are a high-pressure turbine, a medium-pressure turbine and a low-pressure turbine.
  • the rotors of high-pressure compressor and high-pressure turbine, medium-pressure compressor and medium-pressure turbine and low-pressure compressor and low-pressure turbine are connected by a respective shaft, wherein the three shafts surround each other concentrically and are thus interleaved.
  • the intermediate-pressure compressor of the medium-pressure turbine can no longer extract any work or power, which can then lead to an overspeed at the medium-pressure turbine.
  • spin-off of the medium-pressure turbine must be avoided, as this can damage the entire aircraft engine.
  • a shaft break on a gas turbine must be reliably detectable in order to interrupt a fuel supply to the combustion chamber when a shaft fracture occurs.
  • Such a detection of a wave fracture is particularly difficult if the gas turbine, as described above, has three concentrically enclosing and thus nested waves. In this case, especially the detection of a shaft breakage of the middle wave, which couples the intermediate-pressure turbine with the medium-pressure compressor, presents difficulties.
  • a similar problem also arises with stationary gas turbines.
  • the present invention is based on the problem to provide a novel device for detecting a shaft fracture on a gas turbine.
  • This problem is solved by a device for detecting a shaft fracture on a gas turbine in the sense of claim 1.
  • a device for detecting a shaft fracture on a rotor of a turbine of a gas turbine is proposed, wherein downstream of the turbine at least one stator-side sensor element is positioned, in particular in the region of a stator vane ring of another turbine, in particular a low-pressure turbine, and wherein at a shaft break of the rotor of the turbine, a radially outward section of a rotor-side rotor blade ring of the turbine seen in the direction of flow cooperates with the or each sensor element in order to generate an electrical signal corresponding to the shaft break.
  • At least one stator-side sensor element is preferably assigned to a low-pressure turbine positioned downstream of a middle-pressure turbine in the direction of flow, wherein in the case of a shaft fracture the radially outer section of the last rotor-side rotor ring of the intermediate-pressure turbines interacts with the or each sensor element in the direction of flow. that a wave break can be detected.
  • an electrical signal corresponding to the shaft break is generated and transmitted to a switching element in order to interrupt the fuel supply to the combustion chamber in response to the shaft break.
  • the or each sensor element as a conductor, in particular as a mineral-insulated conductor, formed at a shaft breakage of the rotor of the turbine, the radially outer portion of the seen in the direction of flow last rotor-side blade ring the or each conductor severed and so a wave breaking corresponding electrical signal generated.
  • the inventive gas turbine is defined in claim 12.
  • Fig. 2 is an enlarged detail of the arrangement of Fig. 1;
  • FIG. 3 shows a detail of a gas turbine according to the invention with an inventive device for detecting a shaft fracture on a gas turbine according to a second exemplary embodiment of the invention
  • Fig. 4 is an enlarged detail of the arrangement of Fig. 3;
  • FIG. 5 shows a detail of a gas turbine according to the invention with an inventive device for detecting a shaft fracture on a gas turbine according to a third exemplary embodiment of the invention.
  • FIG. 6 shows a detail of a gas turbine according to the invention with a device according to the invention for detecting a shaft fracture on a gas turbine according to a further embodiment of the invention.
  • FIG. 1 shows a detail of a gas turbine according to the invention, namely an aircraft engine, according to a first exemplary embodiment of the invention between a rotor of a medium-pressure turbine 10 and a stator of a low-pressure turbine 11.
  • the rotor of the medium-pressure turbine 10 has a radially outer portion 12 of a rotor blade 13 of FIG in the flow direction (arrow 14) seen last blade ring of the medium-pressure turbine 10. From the stator of the low-pressure turbine 11, a radially outer portion 15 of a vane 16 of the direction of flow (arrow 14) seen first vane ring of the low-pressure turbine 11 and a housing section 17 is shown.
  • the first or leading vane ring of the low-pressure turbine 11 seen in the direction of flow accordingly adjoins the last or rearmost vane ring of the medium-pressure turbine 10, as seen in the direction of flow. Upstream of the medium pressure turbines 10, a high pressure turbine is positioned.
  • At least one sensor element 18 is positioned in the exemplary embodiments shown.
  • the or each sensor element 18 is associated with a radially outer portion of this vane ring of the low-pressure turbine 11 and thus a radially outer portion of a flow channel of the low-pressure turbine 11.
  • the or each sensor element 18 acts to detect a shaft fracture with the radially outer portion 12 of the last rotor-side blade ring of the medium-pressure turbine 10 seen in the flow direction (arrow 14) such that at a shaft break the rearmost or last blade ring seen in the flow direction the medium-pressure turbine 10 with the radially outer portion 12 contacted the sensor element 18 and thereby preferably cut, so as to generate a wave breaking corresponding electrical signal and transmit to a non-illustrated switching element.
  • the or each sensor element is designed as an electrical conductor, preferably as a mineral-insulated conductor, which is severed at a shaft break from the radially outer portion 12 of the last seen in the flow direction of the rotor blade ring of the medium-pressure turbine 10.
  • the rotor of the medium-pressure turbine 10 is moved in the direction of flow (arrow 14) and thus in the direction of the first guide vane ring of the low-pressure turbine 11 in the case of a shaft break of the shaft connecting the medium-pressure turbine 10 with the medium-pressure compressor (not shown).
  • the or each sensor element 18 designed as a conductor is severed by a section 19 of an outer cover band projecting in the flow direction of the last rotor blade ring of the medium-pressure turbine 10, viewed in the flow direction.
  • the or each sensor element 18 is fed radially from the first vane ring of the low-pressure turbine 11 as viewed in the direction of flow, and a recess 21 of the first vane ring of the low-pressure turbine 11 is introduced with an end section 20 m, this recess 21 is associated with the radially outer portion 15 of the vanes 16 of the first vane ring of the low-pressure turbine 11.
  • the respective end portion 20 of the or each sensor element 18 projects into the respective recess 21 and is enclosed in the vane ring 16.
  • the recess 21 is thereby limited to the direction of flow in the last, rotor-side blade ring of the medium-pressure turbine 10 facing side of a material thickness which can be severed or penetrated at a shaft break of the section 19 of the outer shroud of the past in the flow direction last blade ring of the central pressure turbine 10. After penetrating this material section, the section 19 reaches the end section 20 of the respective sensor element 18, cuts through the sensor element 18 and thus generates an electrical signal corresponding to the shaft break. As can be seen in particular from FIG.
  • an opening 22 is formed in the region of the recess 21, which establishes a connection of the recess 21 to the flow channel so as to guide a flow for cooling the respective sensor element 18 through the recess 21.
  • Fig. 2 illustrates with arrows 23 passing the respective sensor element 18 flow to the same cooling. This flow is preferably branched off from a relatively cold bypass flow, guided past the respective sensor element 18 and guided via the opening 22 into the flow channel of the low-pressure turbine 11.
  • the or each sensor element 18 is guided arcuately coming from radially outside to introduce the end portion 20 in the respective recess 21.
  • a ferrule 24 engages on the housing 17 in order to drive and seal the respective sensor element 18.
  • a plurality of such sensor elements 18 are positioned so as to be equally distributed over the circumference of the vane ring of the low-pressure turbine 11, with a shaft break being closed when severing at least one such sensor element.
  • FIGS. 3 and 4 show a second exemplary embodiment of the present invention, which essentially corresponds to the exemplary embodiment of FIGS. 1 and 2.
  • the same reference numerals are used for the same assemblies and it is subsequently Only the details are dealt with by which the exemplary embodiment of FIGS. 3 and 4 differs from the exemplary embodiment of FIGS. 1 and 2.
  • the or each sensor element 18 in turn fed from the radially outside the first Le ⁇ tschaufelkranz the low-pressure turbine 11 and introduced into a corresponding recess 21, wherein in the exemplary embodiment of FIGS.
  • the sensor element 18 rectilinear is introduced without deflections or bends with the end portion 20 in the corresponding recess 21.
  • the sensor element 18 can simply be pulled out of the recess 21 without the gas turbine, in particular the low-pressure turbine 11 of the same, having to be dismantled.
  • the remaining details can be refer to the comments on the exemplary embodiment of FIGS. 1 and 2.
  • Fig. 5 shows a third exemplary embodiment of the present invention.
  • the or each sensor element 18 is surrounded by a reinforcement 25 or a reinforcement.
  • the or [each sensor element 18 penetrates together with the respective reinforcement 25 a recess 21 of the first vane ring of the low-pressure turbine 11 seen in the direction of flow, but in contrast to the exemplary embodiment of FIGS. 1 and 2 or FIGS.
  • the end portion 20 of the sensor element 18 is not enclosed in the vane ring, but rather protrudes into the flow channel, in a section between the last viewed in the flow direction, the rotor side blade ring of the mid-pressure turbines 10 and seen in the flow direction first, statorseiti- gene
  • the section 19 of the outer cover band of the rotor blade ring of the medium-pressure turbine 10 must penetrate or penetrate the reinforcement 25 so as to sever the corresponding sensor element 18 and correspond to the shaft break generating electric signal.
  • the reinforcement 25 has an opening 26 integrated therewith so as to guide a flow for cooling the respective sensor element 18 between the reinforcement 25 and the respective sensor element 18. This flow can then escape via the opening 26 in the flow channel of the low-pressure turbine 11.
  • FIG. 6 A further exemplary embodiment of the present invention is shown in FIG. 6, which corresponds essentially to the embodiment of FIG. 3.
  • the difference between the exemplary embodiment of FIG. 6 and the exemplary embodiment of FIG. 3 is that in the exemplary embodiment of FIG. 6, the reinforcement 25 is additionally present.
  • the reinforcement 25 is additionally present.
  • the direction of flow direction projecting portion 19 of the last seen in the direction of flow last blade ring of the medium-pressure turbine 10 both the recess 20 on the side facing the blade ring limiting material and the reinforcement 25 to contact in contact to get to the sensor 18.
  • the or each sensor element is positioned in the region of a stator vane ring. It should be noted that the or each sensor element can also be assigned to other stator-side assemblies of the gas turbine.
  • a device for detecting a shaft fracture on a rotor of a gas turbine wherein a radially outer end of a seen in the flow direction last runner blade of the turbine, which is connected to the shaft to be monitored with respect to the wave shaft, with at least one sensor element cooperates, which is associated with a stator, in particular a seen in the flow direction first vane ring of a turbine positioned downstream, located.
  • the or each sensor element is preferably designed as a mutually insulated conductor, which in case of a shaft break from a viewed in the direction of flow protruding portion of an outer cover band m m flow direction last blade ring of the turbine, which is connected to the shaft to be monitored with respect to the wave breaking or severed becomes.
  • the mineral-insulated conductor has a diameter between 1 and 4 mm, preferably a diameter between 2 and 3 mm.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)

Abstract

Es wird eine Gasturbine mit einer Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einem Rotor einer Turbine (10), vorgestellt, wobei stromabwärts der Turbine (10) mindestens ein statorseitiges Sensorelement (18) positioniert ist, und wobei bei einem Wellenbruch des Rotors der Turbine (10) ein radial außenliegender Abschnitt (19) eines in Strömungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranzes der Turbine (10) mit dem oder jedem Sensorelement (18) zusammenwirkt, um ein dem Wellenbruch entsprechendes elektrisches Signal zu generieren.

Description

GASTURBINE MIT EINER EINRICHTUNG ZUR DETEKTION EINES WELLENBRUCHS
Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine. Des weiteren betrifft die Erfindung eine Gasturbine.
Als Flugtriebwerke ausgebildete Gasturbinen verfügen über mindestens einen Verdichter, mindestens eine Brennkammer sowie mindestens eine Turbine. Aus dem Stand der Technik sind Flugtriebwerke bekannt, die einerseits drei stromaufwärts der Brennkammer positionierte Verdichter sowie drei stromabwärts der Brennkammer positionierte Turbinen aufweisen. Bei den drei Verdichtern handelt es sich um einen Niederdruckverdichter, einen Mitteldruckverdichter sowie einen Hochdruckverdichter. Bei den drei Turbinen handelt es sich um eine Hochdruckturbine, eine Mitteldruckturbine sowie eine Niederdruckturbine. Nach dem Stand der Technik sind die Rotoren von Hochdruckverdichter und Hochdruckturbine, von Mitteldruckverdichter und Mitteldruckturbine sowie von Niederdruckverdichter und Niederdruckturbine durch jeweils eine Welle miteinander verbunden, wobei die drei Wellen einander konzentrisch umschließen und demnach ineinander verschachtelt sind.
Bricht zum Beispiel die den Mitteldruckverdichter sowie die Mitteldruckturbine verbindende Welle, so kann der Mitteldruckverdichter der Mitteldruckturbine keine Arbeit bzw. Leistung mehr entnehmen, wodurch sich dann eine Überdrehzahl an der Mitteldruckturbine einstellen kann. Ein solches Durchdrehen der Mitteldruckturbine muss vermieden werden, da hierdurch das gesamte Flugtriebwerk beschädigt werden kann. Aus Sicherheitsgründen muss demnach ein Wellenbruch an einer Gasturbine sicher detektierbar sein, um bei Auftreten eines Wellenbruchs eine Brennstoffzufuhr zur Brennkammer zu unterbrechen. Eine derartige Detektion eines Wellenbruchs bereitet insbesondere dann Schwierigkeiten, wenn die Gasturbine, wie oben beschrieben, drei sich konzentrisch umschließende und damit ineinander verschachtelte Wellen aufweist. In diesem Fall bereitet vor allem die Detektion eines Wellenbruchs der mittleren Welle, welche die Mitteldruckturbine mit dem Mitteldruckverdichter koppelt, Schwierigkeiten. Eine ähnliche Problematik stellt sich auch bei stationären Gasturbinen.
Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, eine neuartige Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine zu schaffen. Dieses Problem wird durch eine Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine im Sinne von Patentanspruch 1 gelost. Im Sinne der Erfindung wird eine Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einem Rotor einer Turbine einer Gasturbine vorgeschlagen, wobei stromabwärts der Turbine mindestens ein statorseitiges Sensorelement positioniert ist, insbesondere im Bereich eines statorseitigen Leitschaufelkranzes einer weiteren Turbine, insbesondere einer Niederdruckturbine, und wobei bei einem Wellenbruch des Rotors der Turbine ein radial außenliegender Abschnitt eines in Stromungsrichtung gesehen letzten, rotorseiti- gen LaufSchaufelkranzes der Turbine mit dem oder jedem Sensorelement zusammenwirkt, um ein dem Wellenbruch entsprechendes elektrisches Signal zu generieren.
Mit der hier vorliegenden Erfindung wird eine effektive sowie konstruktiv relativ einfache Losung vorgeschlagen, um einen Wellenbruch einer eine Turbine mit einem Verdichter verbindenden Welle zu detektieren.
Vorzugsweise ist einem in Stromungsrichtung gesehen ersten, statorseitigen Leitschaufelkranz einer stromabwärts einer Mitteldruckturbme positionierten Niederdruckturbine mindestens ein statorseitiges Sensorelement zugeordnet, wobei im Falle eines Wellenbruchs der radial außen liegende Abschnitt des in Stromungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranzes der Mitteldruckturbme mit dem oder jedem Sensorelement derart zusammenwirkt, dass ein Wellenbruch detektiert werden kann. Hierzu wird ein dem Wellenbruch entsprechendes elektrisches Signal generiert und an ein Schaltelement übertragen, um als Reaktion auf den Wellenbruch die Kraftstoffzufuhr zur Brennkammer zu unterbrechen.
Vorzugsweise ist das oder jedes Sensorelement als Leiter, insbesondere als mineralisolierter Leiter, ausgebildet, wobei bei einem Wellenbruch des Rotors der Turbine der radial außen liegende Abschnitt des in Stromungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranzes den oder jeden Leiter durchtrennt und so ein dem Wellenbruch entsprechendes elektrisches Signal generiert.
Die erfindungsgemaße Gasturbine ist in Patentanspruch 12 definiert.
Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den ünteran- spruchen und der nachfolgenden Beschreibung. Ausfuhrungsbeispiele der Erfindung werden, ohne hierauf beschrankt zu sein, an Hand der Zeichnung naher erläutert. Dabei zeigt: Fig. 1 einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Gasturbine mit einer erfindungsgemäßen Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine nach einem ersten Ausfuhrungsbeispiel der Erfindung;
Fig. 2 ein vergrößertes Detail der Anordnung der Fig. 1;
Fig. 3 einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemaßen Gasturbine mit einer erfindungsgemaßen Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine nach einem zweiten Ausfuhrungsbeispiel der Erfindung;
Fig. 4 ein vergrößertes Detail der Anordnung der Fig. 3;
Fig. 5 einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemaßen Gasturbine mit einer erfindungsgemaßen Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine nach einem dritten Ausfuhrungsbeispiel der Erfindung; und
Fig. 6 einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemaßen Gasturbine mit einer erfindungsgemaßen Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine nach einem weiteren Ausfuhrungsbei- spiel der Erfindung.
Nachfolgend wird die hier vorliegende Erfindung unter Bezugnahme auf Fig. 1 bis 6 m größerem Detail beschrieben.
Fig. 1 zeigt einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemaßen Gasturbine, nämlich einem Flugtriebwerk, nach einem ersten Ausfuhrungsbeispiel der Erfindung zwischen einem Rotor einer Mitteldruckturbme 10 und einem Stator einer Niederdruckturbine 11. Vom Rotor der Mitteldruckturbine 10 ist ein radial außen liegender Abschnitt 12 einer Laufschaufel 13 des in Stromungsrichtung (Pfeil 14) gesehen letzten Laufschaufelkranzes der Mitteldruckturbine 10 dargestellt. Vom Stator der Niederdruckturbine 11 ist ein radial außen liegender Abschnitt 15 einer Leitschaufel 16 des in Stromungsrichtung (Pfeil 14) gesehen ersten Leitschaufelkranzes der Niederdruckturbine 11 und ein Gehauseabschnitt 17 gezeigt.
Der in Stromungsrichtung gesehen erste bzw. vorderste Leitschaufelkranz der Niederdruckturbine 11 grenzt demnach an den in Stromungsrichtung gesehen letzten bzw. hintersten Laufschaufelkranz der Mitteldruckturbine 10 an. Stromaufwärts der Mitteldruckturbme 10 ist eine Hochdruckturbine positioniert.
Wie bereits erwähnt, sind bei derartigen Gasturbinen, die drei Turbinen sowie drei Verdichter aufweisen, die Rotoren von Hochdruckturbine sowie Hochdruckverdichter, Mitteldruckturbme sowie Mitteldruckverdichter sowie Niederdruckturbine und Niederdruckverdichter durch jeweils eine Welle miteinander verbunden, wobei diese drei Wellen sich einander konzentrisch umschließen und damit ineinander verschachtelt sind. Es liegt nun im Sinne der hier vorliegenden Erfindung, eine Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine bereitzustellen, die sich insbesondere zur Detektion eines Wellenbruchs der den Mitteldruckturbinenrotor mit dem Mitteldruckverdichterrotor verbindenden Welle eignet. Bricht nämlich diese Welle, so kann der Mitteldruckverdichter der Mitteldruckturbine keine Arbeit bzw. Leistung mehr entnehmen, was zu einem Überdrehen der Mitteldruckturbine führen kann. Da ein derartiges Überdrehen der Turbine zu schweren Beschädigungen des Flugtriebwerks führen kann, muss ein Wellenbruch sicher detektiert werden.
Im Bereich des in Strömungsrichtung gesehen ersten, statorseitigen Leitschaufelkranzes der Niederdruckturbine 11 ist in den gezeigten Ausführungsbeispielen mindestens ein Sensorelement 18 positioniert. Das oder jedes Sensorelement 18 ist einem radial außen liegenden Abschnitt dieses Leitschaufelkranzes der Niederdruckturbine 11 und damit einem radial außen liegenden Abschnitt eines Strömungskanals der Niederdruckturbine 11 zugeordnet. Das oder jedes Sensorelement 18 wirkt zur Detektion eines Wellenbruchs mit dem radial außen liegenden Abschnitt 12 des in Strömungsrichtung (Pfeil 14) gesehen, letzten rotorseitigen Laufschaufelkran- zes der Mitteldruckturbine 10 derart zusammen, dass bei einem Wellenbruch der in Strömungsrichtung gesehen hinterste bzw. letzte Laufschaufelkranz der Mitteldruckturbine 10 mit dem radial außen liegenden Abschnitt 12 das Sensorelement 18 kontaktiert und dabei vorzugsweise durchtrennt, um so ein dem Wellenbruch entsprechendes elektrisches Signal zu generieren und an ein nicht-dargestelltes Schaltelement zu übertragen.
Das oder jedes Sensorelement ist dabei als elektrischer Leiter, vorzugsweise als mineralisolierter Stromleiter, ausgebildet, der bei einem Wellenbruch von dem radial außen liegenden Abschnitt 12 des in Strömungsrichtung gesehen letzten Laufschaufelkranzes der Mitteldruckturbine 10 durchtrennt wird. In Folge der Druckverhältnisse in einer Turbine wird nämlich bei einem Wellenbruch der die Mitteldruckturbine 10 mit dem nicht-dargestellten Mitteldruckverdichter verbindenden Welle der Rotor der Mitteldruckturbine 10 in Strömungsrichtung (Pfeil 14) und damit in Richtung auf den ersten Leitschaufelkranz der Niederdruckturbine 11 bewegt. Das oder jedes als Leiter ausgebildete Sensorelement 18 wird dabei von einem in Strömungsrichtung vorstehenden Abschnitt 19 eines Außendeck- bandes des in Strömungsrichtung gesehen letzten Laufschaufelkranzes der Mitteldruckturbine 10 durchtrennt. Wie Fig. 1 entnommen werden kann, wird das oder jedes Sensorelement 18 von radial außen dem in Stromungsrichtung gesehen ersten Leitschaufelkranz der Niederdruckturbine 11 zugeführt und mit einem Endabschnitt 20 m eine Ausnehmung 21 des in Stromungsrichtung gesehen ersten Leitschaufelkranzes der Niederdruckturbine 11 eingeführt, wobei diese Ausnehmung 21 dem radial außen liegenden Abschnitt 15 der Leitschaufeln 16 des ersten Leitschaufelkranzes der Niederdruckturbine 11 zugeordnet ist. Im Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 1 und 2 ragt der jeweilige Endabschnitt 20 des oder jedes Sensorelements 18 in die jeweilige Ausnehmung 21 hinein und ist im Leitschaufelkranz 16 eingeschlossen. Die Ausnehmung 21 wird dabei auf der dem in Stromungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranz der Mitteldruckturbine 10 zugewandten Seite von einer Materialdicke begrenzt, die bei einem Wellenbruch von dem Abschnitt 19 des Außendeckbands des in Stromungsrichtung letzten Laufschaufelkranzes der Mitteldruckturbine 10 durchtrennt bzw. durchdrungen werden kann. Nach Durchdringen dieses Materialabschnitts gelangt der Abschnitt 19 auf den Endabschnitt 20 des jeweiligen Sensorelements 18, durchtrennt das Sensorelement 18 und generiert so ein dem Wellenbruch entsprechendes elektrisches Signal. Wie insbesondere Fig. 2 entnommen werden kann, ist im Bereich der Ausnehmung 21 eine Öffnung 22 ausgebildet, die eine Verbindung des Ausnehmung 21 zum Stromungskanal herstellt, um so durch die Ausnehmung 21 eine Strömung zur Kühlung des jeweiligen Sensorelements 18 zu leiten. Fig. 2 verdeutlicht mit Pfeilen 23 die am jeweiligen Sensorelement 18 vorbeigefuhrte Strömung zur Kühlung desselben. Diese Strömung wird vorzugsweise von einer relativ kalten Bypass-Stromung abgezweigt, am jeweiligen Sensorelement 18 vorbeigefuhrt und über die Öffnung 22 in den Stromungskanal der Niederdruckturbine 11 gefuhrt.
Im Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 1 und 2 wird das oder jedes Sensorelement 18 von radial außen kommend bogenförmig gefuhrt, um den Endabschnitt 20 in die jeweilige Ausnehmung 21 einzuführen. Radial außen greift am Gehäuse 17 eine Ferrule 24 an, um das jeweilige Sensorelement 18 zu fuhren und abzudichten. Vorzugsweise sind über den Umfang des Leitschaufelkranzes der Niederdruckturbine 11 mehrere derartige Sensorelemente 18 gleichver- teilt positioniert, wobei bei Durchtrennen mindestens eines derartigen Sensorelements auf einen Wellenbruch geschlossen wird.
Fig. 3 und 4 zeigen ein zweites Ausfuhrungsbeispiel der hier vorliegenden Erfindung, welches im Wesentlichen dem Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 1 und 2 entspricht. Zur Vermeidung unnötiger Wiederholungen werden daher für gleiche Baugruppen gleiche BezugsZiffern verwendet und es wird nachfol- gend nur auf die Details eingegangen, durch die sich das Ausfuhrungsbei- spiel der Fig. 3 und 4 vom Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 1 und 2 unterscheidet. So wird im Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 3 und 4 das oder jedes Sensorelement 18 wiederum von radial außen dem in Stromungsrichtung gesehen ersten Leαtschaufelkranz der Niederdruckturbine 11 zugeführt und in eine entsprechende Ausnehmung 21 eingeführt, wobei im Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 3 und 4 das Sensorelement 18 geradlinig ohne Umlenkungen bzw. Umbiegungen mit dem Endabschnitt 20 in die entsprechende Ausnehmung 21 eingeführt wird. Hierdurch kann zu Wartungszwecken das Sensorelement 18 einfach aus der Ausnehmung 21 herausgezogen werden, ohne dass die Gasturbine, insbesondere die Niederdruckturbine 11 derselben, zerlegt werden muss. Hinsichtlich der übrigen Details kann auf die Ausführungen zum Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 1 und 2 verweisen werden.
Fig. 5 zeigt ein drittes Ausfuhrungsbeispiel der hier vorliegenden Erfindung. Im Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 5 ist das oder jedes Sensorelement 18 von einer Bewehrung 25 bzw. einer Armierung umhüllt. Das oder [jedes Sensorelement 18 durchdringt zusammen mit der jeweiligen Bewehrung 25 eine Ausnehmung 21 des in Stromungsrichtung gesehen ersten Leitschaufelkranzes der Niederdruckturbine 11, wobei jedoch im Unterschied zum Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 1 und 2 bzw. der Fig. 3 und 4 im Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 5 der Endabschnitt 20 des Sensorelements 18 nicht im Leitschaufelkranz eingeschlossen ist, sondern vielmehr in den Stromungskanal hineinragt, und zwar in einen Abschnitt zwischen dem in Stromungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranz der Mittel- druckturbme 10 und dem in Stromungsrichtung gesehen ersten, statorseiti- gen Leitschaufelkranz der Niederdruckturbine 11. In diesem Fall muss beim Wellenbruch der in Stromungsrichtung vorstehende Abschnitt 19 des Außen- deckbands des Laufschaufelkranzes der Mitteldruckturbine 10 die Bewehrung 25 durchdringen bzw. durchschlagen, um so das entsprechende Sensorelement 18 zu durchtrennen und ein dem Wellenbruch entsprechendes elektrisches Signal zu generieren. Wie Fig. 5 entnommen werden kann, ist m die Bewehrung 25 eine Öffnung 26 integriert, um so zwischen der Bewehrung 25 und dem jeweiligen Sensorelement 18 eine Strömung zur Kühlung des jeweiligen Sensorelements 18 zu leiten. Diese Strömung kann dann über die Öffnung 26 in den Stromungskanal der Niederdruckturbine 11 entweichen.
Ein weiteres Ausfuhrungsbeispiel der hier vorliegenden Erfindung zeigt Fig. 6, welches im Wesentlichen im Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 3 entspricht. Der Unterschied zwischen dem Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 6 und dem Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 3 liegt darin, dass im Ausfuhrungsbeispiel der Fig. 6 zusätzlich die Bewehrung 25 vorhanden ist. Bei einem Wellenbruch der die Mitteldruckturbme 10 mit dem Mitteldruckverdichter verbindenden Welle muss demnach der m Stromungsrichtung vorstehende Abschnitt 19 des in Stromungsrichtung gesehen letzten Laufschaufelkranzes der Mitteldruckturbine 10 sowohl das die Ausnehmung 20 auf der dem Laufschaufelkranz zugewandten Seite begrenzende Material als auch die Bewehrung 25 durchdringen, um in Kontakt mit dem Sensor 18 zu gelangen. Hinsichtlich der übrigen Details kann auf die obigen Ausführungen verwiesen werden.
In den gezeigten Ausfuhrungsbeispielen ist das oder ;jedes Sensorelement im Bereich eines statorseitigen Leitschaufelkranzes positioniert. Es sei darauf hingewiesen, dass das oder jedes Sensorelement auch anderen statorseitigen Baugruppen der Gasturbine zugeordnet sein kann.
Mit der hier vorliegenden Erfindung wird eine Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einem Rotor einer Gasturbine vorgeschlagen, wobei ein radial außen liegendes Ende eines in Stromungsrichtung gesehen letzten LaufSchaufelkranzes der Turbine, die mit der hinsichtlich des Wellenbruchs zu überwachenden Welle verbunden ist, mit mindestens einem Sensorelement zusammenwirkt, welches einem Stator, insbesondere einem in Stromungsrichtung gesehen ersten Leitschaufelkranz einer stromabwärts positionierten Turbine, zugeordnet ist. Das oder jedes Sensorelement ist vorzugsweise als mmeralisolierter Leiter ausgebildet, der bei einem Wellenbruch von einem in Stromungsrichtung vorstehenden Abschnitt eines Außen- deckbands des m Stromungsrichtung gesehen letzten Laufschaufelkranzes der Turbine, die mit der hinsichtlich des Wellenbruchs zu überwachenden Welle verbunden ist, durchschlagen bzw. durchtrennt wird. Bei Durchtrennung mindestens eines derartigen mmeralisolierten Leiters kann auf einen Wellenbruch geschlossen werden. Der mineralisolierte Leiter verfugt über einen Durchmesser zwischen 1 und 4 mm, vorzugsweise über einen Durchmesser zwischen 2 und 3 mm. Im Betrieb der Gasturbine wird an dem mmeralisolierten Leiter zur Kühlung desselben eine Gasstromung vorbeigefuhrt, um denselben auf eine Temperatur von etwa 900° Celsius herabzukuhlen.

Claims

Patentansprüche
1. Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einem Rotor einer Turbine (10), insbesondere einer Mitteldruckturbine, einer Gasturbine, insbesondere eines Flugtriebwerks, wobei stromabwärts der Turbine (10) mindestens ein statorseitiges Sensorelement (18) positioniert ist, insbesondere im Bereich eines statorseitigen Leitschaufelkranzes einer weiteren Turbine (11), insbesondere einer Niederdruckturbine, und wobei bei einem Wellenbruch des Rotors der Turbine (10) ein radial außenliegender Abschnitt (19) eines in Strömungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen LaufSchaufelkranzes der Turbine (10) mit dem oder jedem Sensorelement (18) zusammenwirkt, um ein dem Wellenbruch entsprechendes elektrisches Signal zu generieren.
2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes Sensorelement (18) als Leiter ausgebildet ist, wobei bei einem Wellenbruch des Rotors der Turbine (10) der radial außenliegender Abschnitt (19) des in Strömungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranzes mindestens einen Leiter durchtrennt und so ein dem Wellenbruch entsprechendes elektrisches Signal generiert .
3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der oder jeder Leiter als mineralisolierter Leiter ausgebildet ist.
4. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass der oder jeder mineralisolierte Leiter eine Leiterdicke bzw. einen Druckmesser zwischen 1 und 4 mm, insbesondere zwischen 2 und 3 mm, aufweist.
5. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass über den Umfang verteilt mehrere Sensorelemente (18) vorhanden sind.
6. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes Sensorelement (18) von radial außen einem Stator, insbesondere einem in Strömungsrichtung gesehen ersten Leitschaufelkranz der weiteren Turbine (11), zugeführt und in jeweils eine radial außen positionierte Ausnehmung (21) des Stators, insbesondere des Leitschaufelkranzes, eingeführt ist.
7. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass ein Endabschnitt (20) des oder jedes Sensorelements (18) in die jeweilige Ausnehmung (21) des Stators, insbesondere des Leitschaufelkranzes, hineinragt und in demselben eingeschlossen ist.
8. Einrichtung nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, dass die jeweilige Ausnehmung (21) auf der dem in Strömungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranzes der Turbine (10) zuwandten Seite von einer Materialdicke begrenzt ist, die bei einem Wellenbruch von dem letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranzes der Turbine (10) durchdringbar ist.
9. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass ein Endabschnitt (20) des oder jedes Sensorelements (18) die jeweilige Ausnehmung (21) des Stators, insbesondere des Leitschaufelkranzes, durchdringt und in den Strömungskanal zwischen dem m Strömungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranzes der Turbine (10) und dem Stator, insbesondere dem Leitschaufelkranzes der weiteren Turbine (11), hineinragt.
10. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass das oder jedes Sensorelement (18) von einer Bewehrung (25) bzw. Armierung umhüllt ist.
11. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 6 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Ausnehmung (21) und gegebenenfalls die Bewehung (25) eine Öffnung (22, 26) aufweist, sodass dieselbe zur Kühlung des jeweiligen Sensorelements (18) durchströmbar sind.
2. Gasturbine, insbesondere Flugtriebwerk, mit mindestens einem Verdichter, mit mindestens einer Brennkammer, mit mindestens einer Turbine, und mit einer Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einem Rotor einer Turbine (10), insbesondere einer Mitteldruckturbine, dadurch gekennzeichnet, dass die Einrichtung zur Detektion des Wellenbruchs nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 11 ausgebildet ist.
EP06775914.2A 2005-09-06 2006-08-26 Gasturbine mit einer einrichtung zur detektion eines wellenbruchs Ceased EP1922472B1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102005042271A DE102005042271A1 (de) 2005-09-06 2005-09-06 Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine sowie Gasturbine
PCT/DE2006/001496 WO2007028354A1 (de) 2005-09-06 2006-08-26 Gasturbine mit einer einrichtung zur detektion eines wellenbruchs

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1922472A1 true EP1922472A1 (de) 2008-05-21
EP1922472B1 EP1922472B1 (de) 2017-08-09

Family

ID=37441075

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP06775914.2A Ceased EP1922472B1 (de) 2005-09-06 2006-08-26 Gasturbine mit einer einrichtung zur detektion eines wellenbruchs

Country Status (4)

Country Link
US (1) US8371804B2 (de)
EP (1) EP1922472B1 (de)
DE (1) DE102005042271A1 (de)
WO (1) WO2007028354A1 (de)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2907839B1 (fr) * 2006-10-25 2011-06-17 Snecma Methode pour reduire la vitesse en cas de rupture d'arbre de turbine de moteur a turbine a gaz
GB2468686A (en) * 2009-03-18 2010-09-22 Weston Aerospace Ltd System and method for detecting abnormal movement in a gas turbine shaft
GB2494703B (en) 2011-09-16 2016-08-03 Weston Aerospace Ltd System and method for detecting abnormal movement in a gas turbine shaft
GB201121639D0 (en) * 2011-12-16 2012-01-25 Rolls Royce Plc Shaft break detection
JP5818717B2 (ja) * 2012-02-27 2015-11-18 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン
US9316479B2 (en) * 2012-09-20 2016-04-19 United Technologies Corporation Capacitance based clearance probe and housing
US10190440B2 (en) 2015-06-10 2019-01-29 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Emergency shut-down detection system for a gas turbine

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1326867A (en) * 1918-12-06 1919-12-30 Gen Electric Elastic-fluid turbine.
CH445949A (de) 1965-03-19 1967-10-31 Prvni Brnenska Strojirna Schutzvorrichtung für Strömungsmaschinen
US3591308A (en) * 1969-06-04 1971-07-06 Chicago Pneumatic Tool Co Rotor guard for centrifugal compressor
GB1443333A (en) * 1972-08-12 1976-07-21 Mtu Muenchen Gmbh Aircraft having apparatus for augmenting the lift of the aircraft
BE854653A (fr) 1977-05-16 1977-11-16 Acec Detecteur de faux rond pour turbines a gaz
SU885572A1 (ru) 1980-03-31 1981-11-30 Ордена Ленина И Ордена Трудового Красного Знамени Производственное Объединение Невский Завод Им.В.И.Ленина Устройство дл обнаружени недопустимых перемещений ротора турбомашины относительно статора
US5411364A (en) * 1993-12-22 1995-05-02 Allied-Signal Inc. Gas turbine engine failure detection system
DE19727296A1 (de) * 1997-06-27 1999-01-07 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur Notabschaltung einer Gasturbine
US6607349B2 (en) * 2001-11-14 2003-08-19 Honeywell International, Inc. Gas turbine engine broken shaft detection system
DE102004009595A1 (de) 2004-02-27 2005-09-15 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Identifikation eines Wellenbruchs und/oder einer Überdrehzahl an einer Gasturbine
DE102004033924A1 (de) * 2004-07-14 2006-02-09 Mtu Aero Engines Gmbh Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine sowie Gasturbine

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None *
See also references of WO2007028354A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
DE102005042271A1 (de) 2007-03-08
WO2007028354A1 (de) 2007-03-15
US8371804B2 (en) 2013-02-12
EP1922472B1 (de) 2017-08-09
US20090220333A1 (en) 2009-09-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1922472B1 (de) Gasturbine mit einer einrichtung zur detektion eines wellenbruchs
EP1664490B1 (de) Einrichtung zur detektion eines wellenbruchs an einer gasturbine sowie gasturbine
EP1759092B1 (de) Einrichtung zur detektion eines wellenbruchs an einer gasturbine sowie gasturbine
EP1794417B1 (de) Gasturbine und verfahren zum abschalten einer gasturbine bei identifikation eines wellenbruchs
CH700957B1 (de) Fehlererkennungs- und Schutzsystem für mehrstufige Rotationsmaschinen.
EP3184754B1 (de) Sensoranordnung und messverfahren für eine turbomaschine
CH714205A2 (de) Turbolader.
DE102013213386B3 (de) Strömungsmaschinen-Keramikbauteil
DE102007015669A1 (de) Turbomaschine
EP2802748B1 (de) Strömungsmaschine mit schraubenkühlung
EP1413711A1 (de) Verfahren und Einrichtung zur Kühlung von Rotorschaufeln eines Gasturbinentriebwerks
CH714847B1 (de) Verschalung für einen Turbolader und Turbolader.
CH714390A2 (de) Turbine und Turbolader.
DE102006017790B3 (de) Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine sowie Gasturbine
WO1997038209A1 (de) Verfahren und vorrichtung zum schubausgleich bei einer turbomaschine
EP2194234A1 (de) Wärmeisolationsring zur passiven Spaltkontrolle in einer Gasturbine
DE102012104123A1 (de) Dampfabdichtungssystem
EP3850194B1 (de) Dampfturbine und verfahren zum betreiben derselben
EP2439376A1 (de) Laufschaufel mit Deckplatte für eine Dampfturbine
DE102004036725B4 (de) System zur Ermittlung einer Beschädigung einer Wand für einen Strömungskanal einer Strömungsmaschine
CH711752B1 (de) Abgasturbolader und Stützstruktur für einen Abgasturbolader.
EP4435236A1 (de) Gehäusestruktur für eine strömungsmaschine
EP1505262A1 (de) Verfahren und Vorrichtung zur Messung der Breite eines Radialspaltes
DE102013114626A1 (de) Fanglagerung für Abgasturbolader
EP3044428A1 (de) Verfahren zum testen einer überdrehzahlschutzeinrichtung einer einwellenanlage

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

17P Request for examination filed

Effective date: 20080305

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE FR GB

RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): DE FR GB

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: MTU AERO ENGINES AG

17Q First examination report despatched

Effective date: 20160722

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20170425

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE FR GB

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 502006015619

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 12

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

Ref country code: FR

Payment date: 20170928

Year of fee payment: 12

Ref country code: GB

Payment date: 20170928

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: 20170929

Year of fee payment: 12

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 502006015619

Country of ref document: DE

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: 20180511

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R119

Ref document number: 502006015619

Country of ref document: DE

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

Effective date: 20180826

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: 20190301

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

Ref country code: FR

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

Effective date: 20180831

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 NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20180826