EP1922472B1 - Gasturbine mit einer einrichtung zur detektion eines wellenbruchs - Google Patents

Gasturbine mit einer einrichtung zur detektion eines wellenbruchs Download PDF

Info

Publication number
EP1922472B1
EP1922472B1 EP06775914.2A EP06775914A EP1922472B1 EP 1922472 B1 EP1922472 B1 EP 1922472B1 EP 06775914 A EP06775914 A EP 06775914A EP 1922472 B1 EP1922472 B1 EP 1922472B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
gas turbine
turbine
sensor element
rotor
flow
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
EP06775914.2A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP1922472A1 (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 AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines AG filed Critical MTU Aero Engines AG
Publication of EP1922472A1 publication Critical patent/EP1922472A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP1922472B1 publication Critical patent/EP1922472B1/de
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • 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 gas turbine with a device for detecting a shaft fracture on 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 to each other by a 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.
  • a protection device for turbomachines is known, which allows detection of a reduction in the radial gap between movable and immovable parts.
  • a gas turbine with an error detection system is known, which comprises a sensor arranged in the flow channel.
  • the present invention is based on the problem to provide a novel device for detecting a shaft fracture on a gas turbine.
  • a device for detecting a shaft fracture on a rotor of a turbine of a gas turbine wherein downstream of the turbine at least one stator-side sensor element is positioned in the region of a stator vane ring of another turbine, in particular a low-pressure turbine, and according to claim 1 in a shaft break the rotor of the turbine, a radially outer portion of a seen in the flow direction last rotor-side blade ring of the turbine with the or each sensor element cooperates to generate a corresponding to the shaft breakage electrical signal.
  • At least one stator-side sensor element is preferably assigned to a low-pressure turbine positioned downstream of a medium-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 blade of the intermediate-pressure turbine cooperates with the or each sensor element in such a way, 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 last seen in the flow direction, rotor-side blade ring or severed each conductor and so a wave breaking corresponding electrical signal generated.
  • Fig. 1 shows a section of a gas turbine according to the invention, namely an aircraft engine, according to a first embodiment of the invention between a rotor of a medium-pressure turbine 10 and a stator of a low-pressure turbine 11.
  • a rotor of a medium-pressure turbine 10 From the rotor of the medium-pressure turbine 10 is a radially outer portion 12 of a blade 13 of the flow direction ( Arrow 14) seen last blade ring of the medium-pressure turbine 10.
  • a radially outer portion 15 of a vane 16 of the first vane ring of the low-pressure turbine 11 and seen in the flow direction (arrow 14) and a housing portion 17 is shown.
  • the first or leading vane ring of the low-pressure turbine 11 seen in the flow direction accordingly adjoins the last or rearmost blade ring of the medium-pressure turbine 10, as seen in the flow direction. Upstream of the medium pressure turbine 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 seen in the flow direction (arrow 14), the last rotor side rotor blade of the intermediate-pressure turbine 10 such that at a shaft break the last seen in the flow direction rearmost or last blade ring of the medium-pressure turbine 10 contacted with the radially outer portion 12, the sensor element 18 and thereby preferably cut, so as to generate a wave breaking corresponding electrical signal and transmitted 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 trained as a conductor sensor element 18 is doing is severed by a flow-projecting portion 19 of an outer shroud of the last seen in the flow direction last blade ring of the medium-pressure turbine 10.
  • the or each sensor element 18 is supplied from radially outside the first vane ring of the low-pressure turbine 11 seen in the flow direction and introduced with an end portion 20 in a recess 21 of the first vane ring of the low-pressure turbine 11 seen in the flow direction, said recess 21 to the radially outside lying portion 15 of the vanes 16 of the first vane ring of the low-pressure turbine 11 is assigned.
  • 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 in this case limited to the material seen in the flow direction last, rotor-side blade ring of the medium-pressure turbine 10 side of a material thickness which can be severed or penetrated at a shaft break of the portion 19 of the outer shroud of the last flow blade ring in the flow direction of the central pressure turbine 10.
  • 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.
  • 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 through the recess 21 a flow for cooling the respective sensor element 18.
  • Fig. 2 clarified with arrows 23 the flow past the respective sensor element 18 for cooling the same. 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. Radially outside engages the housing 17, a ferrule 24 to guide the respective sensor element 18 and seal.
  • a plurality of such sensor elements 18 are positioned uniformly 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.
  • Fig. 3 and 4 show a second embodiment of the present invention, which substantially the embodiment of the Fig. 1 and 2 equivalent. To avoid unnecessary repetition, therefore, the same reference numerals are used for the same components and it will be discussed below only on the details by which the embodiment of the Fig. 3 and 4 from the embodiment of Fig. 1 and 2 different.
  • the or each sensor element 18 in turn fed from radially outside the first vane ring of the low-pressure turbine 11 seen in the flow direction and inserted into a corresponding recess 21, wherein in the embodiment of Fig. 3 and 4 the sensor element 18 is introduced into the corresponding recess 21 in a straight line without deflections or bends with the end section 20.
  • 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 comments on the embodiment of the Fig. 1 and 2 be referred.
  • Fig. 5 shows a third 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 has a recess 21 of the first vane ring of the low-pressure turbine 11 seen in the flow direction, but in contrast to the embodiment of Fig. 1 and 2 or the Fig. 3 and 4 in the embodiment of Fig. 5 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 seen in the flow direction, the rotor side rotor blade of the medium-pressure turbine 10 and the first seen in the flow direction, stator side vane ring of the low-pressure turbine 11.
  • the section 19 of the outer shroud of the rotor blade of the medium-pressure turbine 10 which projects in the direction of flow must penetrate or penetrate the reinforcement 25 so as to cut through the corresponding sensor element 18 and generate an electrical signal corresponding to the shaft break.
  • an opening 26 is integrated into the reinforcement 25 so as to direct a flow between the reinforcement 25 and the respective sensor element 18 for cooling 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 Another embodiment of the present invention shows Fig. 6 which essentially in the embodiment of the Fig. 3 equivalent.
  • the difference between the embodiment of Fig. 6 and the embodiment of the Fig. 3 is that in the embodiment of the Fig. 6 in addition, the reinforcement 25 is present.
  • the section 19 of the rotor blade ring of the medium-pressure turbine 10 projecting in the direction of flow must therefore penetrate both the material delimiting the recess 20 on the side facing the rotor blade rim and the reinforcement 25 to get in contact with 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 blade ring 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 first vane ring of a downstream positioned turbine as seen in the flow direction.
  • the or each sensor element is preferably formed as a mineral-insulated conductor, which is at a shaft break from a flow-projecting portion of an outer shroud of the flow direction seen last blade ring of the turbine, which is connected to the shaft to be monitored with respect to the wave breaking or severed.
  • the mineral-insulated conductor has a diameter between 1 and 4 mm, preferably a diameter between 2 and 3 mm.
  • a gas flow is guided past the mineral-insulated conductor for cooling the same, in order to cool it down to a temperature of about 900 ° Celsius.

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)

Description

  • Die Erfindung betrifft eine Gasturbine mit einer Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer 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.
  • Aus der CH 445 949 ist eine Schutzvorrichtung für Strömungsmaschinen bekannt, die eine Detektion einer Verringerung des radialen Spaltes zwischen beweglichen und unbeweglichen Teilen gestattet. Aus der US 5,411,364 A ist eine Gasturbine mit einem Fehler-Detektions-System bekannt, das einen im Stromkanal angeordneten Sensor umfasst.
  • 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 Gasturbine mit einer Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an der Gasturbine im Sinne von Patentanspruch 1 gelöst. 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 im Bereich eines statorseitigen Leitschaufelkranzes einer weiteren Turbine positioniert ist, insbesondere einer Niederdruckturbine, und gemäss Anspruch 1 bei einem Wellenbruch des Rotors der Turbine ein radial außenliegender Abschnitt eines in Strömungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen 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 Lösung vorgeschlagen, um einen Wellenbruch einer eine Turbine mit einem Verdichter verbindenden Welle zu detektieren.
  • Vorzugsweise ist einem in Strömungsrichtung gesehen ersten, statorseitigen Leitschaufelkranz einer stromabwärts einer Mitteldruckturbine positionierten Niederdruckturbine mindestens ein statorseitiges Sensorelement zugeordnet, wobei im Falle eines Wellenbruchs der radial außen liegende Abschnitt des in Strömungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranzes der Mitteldruckturbine 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 Strömungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranzes den oder jeden Leiter durchtrennt und so ein dem Wellenbruch entsprechendes elektrisches Signal generiert.
  • Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung. Ausführungsbeispiele der Erfindung werden, ohne hierauf beschränkt zu sein, an Hand der Zeichnung näher 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 Ausführungsbeispiel der Erfindung;
    Fig. 2
    ein vergrößertes Detail der Anordnung der Fig. 1;
    Fig. 3
    einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Gasturbine mit einer erfindungsgemäßen Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine nach einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung;
    Fig. 4
    ein vergrößertes Detail der Anordnung der Fig. 3;
    Fig. 5
    einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Gasturbine mit einer erfindungsgemäßen Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine nach einem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung; und
    Fig. 6
    einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Gasturbine mit einer erfindungsgemäßen Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine nach einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung.
  • Nachfolgend wird die hier vorliegende Erfindung unter Bezugnahme auf Fig. 1 bis 6 in größerem Detail beschrieben.
  • Fig. 1 zeigt einen Ausschnitt aus einer erfindungsgemäßen Gasturbine, nämlich einem Flugtriebwerk, nach einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung zwischen einem Rotor einer Mitteldruckturbine 10 und einem Stator einer Niederdruckturbine 11. Vom Rotor der Mitteldruckturbine 10 ist ein radial außen liegender Abschnitt 12 einer Laufschaufel 13 des in Strömungsrichtung (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 Strömungsrichtung (Pfeil 14) gesehen ersten Leitschaufelkranzes der Niederdruckturbine 11 und ein Gehäuseabschnitt 17 gezeigt.
  • Der in Strömungsrichtung gesehen erste bzw. vorderste Leitschaufelkranz der Niederdruckturbine 11 grenzt demnach an den in Strömungsrichtung gesehen letzten bzw. hintersten Laufschaufelkranz der Mitteldruckturbine 10 an. Stromaufwärts der Mitteldruckturbine 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, Mitteldruckturbine 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 Laufschaufelkranzes 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 Außendeckbandes 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 Strömungsrichtung gesehen ersten Leitschaufelkranz der Niederdruckturbine 11 zugeführt und mit einem Endabschnitt 20 in eine Ausnehmung 21 des in Strömungsrichtung 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 Ausführungsbeispiel 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 Strömungsrichtung 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 Strömungsrichtung 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 der Ausnehmung 21 zum Strömungskanal 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 vorbeigeführte Strömung zur Kühlung desselben. Diese Strömung wird vorzugsweise von einer relativ kalten Bypass-Strömung abgezweigt, am jeweiligen Sensorelement 18 vorbeigeführt und über die Öffnung 22 in den Strömungskanal der Niederdruckturbine 11 geführt.
  • Im Ausführungsbeispiel der Fig. 1 und 2 wird das oder jedes Sensorelement 18 von radial außen kommend bogenförmig geführt, 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 führen und abzudichten. Vorzugsweise sind über den Umfang des Leitschaufelkranzes der Niederdruckturbine 11 mehrere derartige Sensorelemente 18 gleichverteilt positioniert, wobei bei Durchtrennen mindestens eines derartigen Sensorelements auf einen Wellenbruch geschlossen wird.
  • Fig. 3 und 4 zeigen ein zweites Ausführungsbeispiel der hier vorliegenden Erfindung, welches im Wesentlichen dem Ausführungsbeispiel der Fig. 1 und 2 entspricht. Zur Vermeidung unnötiger Wiederholungen werden daher für gleiche Baugruppen gleiche Bezugsziffern verwendet und es wird nachfolgend nur auf die Details eingegangen, durch die sich das Ausführungsbeispiel der Fig. 3 und 4 vom Ausführungsbeispiel der Fig. 1 und 2 unterscheidet. So wird im Ausführungsbeispiel der Fig. 3 und 4 das oder jedes Sensorelement 18 wiederum von radial außen dem in Strömungsrichtung gesehen ersten Leitschaufelkranz der Niederdruckturbine 11 zugeführt und in eine entsprechende Ausnehmung 21 eingeführt, wobei im Ausführungsbeispiel 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 Ausführungsbeispiel der Fig. 1 und 2 verweisen werden.
  • Fig. 5 zeigt ein drittes Ausführungsbeispiel der hier vorliegenden Erfindung. Im Ausführungsbeispiel 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 Strömungsrichtung gesehen ersten Leitschaufelkranzes der Niederdruckturbine 11, wobei jedoch im Unterschied zum Ausführungsbeispiel der Fig. 1 und 2 bzw. der Fig. 3 und 4 im Ausführungsbeispiel der Fig. 5 der Endabschnitt 20 des Sensorelements 18 nicht im Leitschaufelkranz eingeschlossen ist, sondern vielmehr in den Strömungskanal hineinragt, und zwar in einen Abschnitt zwischen dem in Strömungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranz der Mitteldruckturbine 10 und dem in Strömungsrichtung gesehen ersten, statorseitigen Leitschaufelkranz der Niederdruckturbine 11. In diesem Fall muss beim Wellenbruch der in Strömungsrichtung vorstehende Abschnitt 19 des Außendeckbands 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 in 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 Strömungskanal der Niederdruckturbine 11 entweichen.
  • Ein weiteres Ausführungsbeispiel der hier vorliegenden Erfindung zeigt Fig. 6, welches im Wesentlichen im Ausführungsbeispiel der Fig. 3 entspricht. Der Unterschied zwischen dem Ausführungsbeispiel der Fig. 6 und dem Ausführungsbeispiel der Fig. 3 liegt darin, dass im Ausführungsbeispiel der Fig. 6 zusätzlich die Bewehrung 25 vorhanden ist. Bei einem Wellenbruch der die Mitteldruckturbine 10 mit dem Mitteldruckverdichter verbindenden Welle muss demnach der in Strömungsrichtung vorstehende Abschnitt 19 des in Strömungsrichtung 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 Ausführungsbeispielen 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 Strömungsrichtung 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 Strömungsrichtung gesehen ersten Leitschaufelkranz einer stromabwärts positionierten Turbine, zugeordnet ist. Das oder jedes Sensorelement ist vorzugsweise als mineralisolierter Leiter ausgebildet, der bei einem Wellenbruch von einem in Strömungsrichtung vorstehenden Abschnitt eines Außendeckbands des in Strömungsrichtung 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 mineralisolierten Leiters kann auf einen Wellenbruch geschlossen werden. Der mineralisolierte Leiter verfügt über einen Durchmesser zwischen 1 und 4 mm, vorzugsweise über einen Durchmesser zwischen 2 und 3 mm. Im Betrieb der Gasturbine wird an dem mineralisolierten Leiter zur Kühlung desselben eine Gasströmung vorbeigeführt, um denselben auf eine Temperatur von etwa 900° Celsius herabzukühlen.

Claims (11)

  1. Gasturbine mit einer Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einem Rotor einer Turbine (10) der Gasturbine, wobei stromabwärts der Turbine (10) mindestens ein statorseitiges Sensorelement (18) der Einrichtung im Bereich eines statorseiten Leitschaufelkranzes einer weiteren Turbine (11) 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, dadurch gekennzeichnet,
    dass das oder jedes Sensorelement (18) von radial außen einem in Strömungsrichtung gesehen ersten Leitschaufelkranz der weiteren Turbine (11) zugeführt und in jeweils eine radial außen positionierte Ausnehmung (21) des Leitschaufelkranzes eingeführt ist.
  2. Gasturbine 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 außenliegende Abschnitt (19) des in Strömungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranzes mindestens einen Leiter durchtrennt und so ein dem Wellenbruch entsprechendes elektrisches Signal generiert.
  3. Gasturbine nach Anspruch 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der oder jeder Leiter als mineralisolierter Leiter ausgebildet ist.
  4. Gasturbine nach Anspruch 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. Gasturbine nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass über den Umfang verteilt mehrere Sensorelemente (18) vorhanden sind.
  6. Gasturbine nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass ein Endabschnitt (20) des oder jedes Sensorelements (18) in die jeweilige Ausnehmung (21) des Statorshineinragt und in demselben eingeschlossen ist.
  7. Gasturbine nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 6,
    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.
  8. Gasturbine nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass ein Endabschnitt (20) des oder jedes Sensorelements (18) die jeweilige Ausnehmung (21) des Stators durchdringt und in den Strömungskanal zwischen dem in Strömungsrichtung gesehen letzten, rotorseitigen Laufschaufelkranzes der Turbine (10) und dem Stator hineinragt.
  9. Gasturbine nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 8,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das oder jedes Sensorelement (18) von einer Bewehrung (25) bzw. Armierung umhüllt ist.
  10. Gasturbine nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 9,
    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.
  11. Gasturbine nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 10 mit mindestens einem Verdichter, mit mindestens einer Brennkammer, mit mindestens einer Turbine.
EP06775914.2A 2005-09-06 2006-08-26 Gasturbine mit einer einrichtung zur detektion eines wellenbruchs Expired - Fee Related 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 EP1922472A1 (de) 2008-05-21
EP1922472B1 true EP1922472B1 (de) 2017-08-09

Family

ID=37441075

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP06775914.2A Expired - Fee Related 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 (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None *

Also Published As

Publication number Publication date
EP1922472A1 (de) 2008-05-21
WO2007028354A1 (de) 2007-03-15
US8371804B2 (en) 2013-02-12
US20090220333A1 (en) 2009-09-03
DE102005042271A1 (de) 2007-03-08

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
WO1999000585A1 (de) Einrichtung zur notabschaltung einer gasturbine
EP3184754B1 (de) Sensoranordnung und messverfahren für eine turbomaschine
CH700957B1 (de) Fehlererkennungs- und Schutzsystem für mehrstufige Rotationsmaschinen.
EP1847688B1 (de) Notabschaltdetektorvorrichtung für eine Gasturbine
EP2407652A1 (de) Gasturbine mit einem Sekundärluftsystem und Verfahren zum Betreiben einer solchen Gasturbine
CH701927B1 (de) Statoranordnung, Kompressor und Gasturbinenmotor.
DE102013213386B3 (de) Strömungsmaschinen-Keramikbauteil
CH714205A2 (de) Turbolader.
EP0984138A2 (de) Strömungsmaschine mit gekühlter Rotorwelle
EP2358979B1 (de) Axialverdichter für eine gasturbine mit passiver radialspaltkontrolle
EP2526263B1 (de) Gehäusesystem für eine axialströmungsmaschine
CH714847B1 (de) Verschalung für einen Turbolader und Turbolader.
EP1727970B1 (de) Verfahren und vorrichtung zum erkennen des zustands des rotors einer strömungsmaschine
DE102006017790B3 (de) Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine sowie Gasturbine
EP3330494B1 (de) Anordnung, turbomaschine und verfahren zur erkennung eines wellenbruchs
DE102009009079B4 (de) Axialströmungsmaschine
EP1076160B1 (de) Befestigungsvorrichtung für Hitzeschutzschilde
EP2439376A1 (de) Laufschaufel mit Deckplatte für eine Dampfturbine
EP3045676A1 (de) Verfahren zur Vermeidung eines rotierenden Strömungsabrisses
WO2005083237A1 (de) Verfahren und vorrichtung zur identifikation eines wellenbruchs und/oder einer überdrehzahl an einer gasturbine
DE102019118555A1 (de) Vorrichtung und Verfahren zur thermischen Überwachung eines Gleitlagers

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