EP2796668B1 - Gehäuseabschnitt einer Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe - Google Patents

Gehäuseabschnitt einer Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe Download PDF

Info

Publication number
EP2796668B1
EP2796668B1 EP14164186.0A EP14164186A EP2796668B1 EP 2796668 B1 EP2796668 B1 EP 2796668B1 EP 14164186 A EP14164186 A EP 14164186A EP 2796668 B1 EP2796668 B1 EP 2796668B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
webs
housing section
turbomachine
section according
housing
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.)
Not-in-force
Application number
EP14164186.0A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP2796668A2 (de
EP2796668A3 (de
Inventor
Karl Maar
Thomas Hess
Petra Kufner
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 EP2796668A2 publication Critical patent/EP2796668A2/de
Publication of EP2796668A3 publication Critical patent/EP2796668A3/de
Application granted granted Critical
Publication of EP2796668B1 publication Critical patent/EP2796668B1/de
Not-in-force 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • F01D11/125—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material with a reinforcing structure
    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/183—Two-dimensional patterned zigzag
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/711—Shape curved convex
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/712—Shape curved concave

Definitions

  • the invention relates to a housing section of a turbomachine compressor or turbomachine turbine stage according to the preamble of claim 1 and to a turbomachine, in particular gas turbine, with such a housing section.
  • a housing portion encloses a flow space in which rotating blades are disposed.
  • the object of the invention is to provide a turbomachine compressor stage or a turbine engine stage which has sufficient safety with low weight.
  • a turbomachine compressor or turbomachine turbine stage has at least one housing section with a radially outer jacket.
  • the radially outer shell has a plurality of webs, which extend radially inwardly, wherein the webs are inclined to the radius.
  • the radially outer shell is in one embodiment, in particular in cross section, closed and formed like an annular ring.
  • the radially outer shell can be longitudinally divided and composed of two or more parts permanently or detachably.
  • the webs are materially connected to the radially outer jacket, in particular formed integrally therewith, in particular urgeformt.
  • An advantage of radially inwardly extending lands may be that the weight of the housing portion is not significantly increased, but at the same time it is ensured that abutment of blades or parts thereof will not result in excessive deformation the radially outer shell and thus the housing section leads. Additionally or alternatively, an advantage of the housing portion may be that it can be manufactured by an additive manufacturing method, wherein different materials can be used for the production of the housing portion. Additionally or alternatively, an advantage of such webs may be that the stiffness of the housing portion is positively influenced to transmit maximum loads.
  • a housing section of a turbomachine compressor stage or turbine engine stage is understood in particular to be a housing section which encloses one or more rotor blade stages of a turbomachine arranged one after the other in the flow direction.
  • the turbomachine compressor stage and / or turbine engine stage may be preceded by at least one vane stage and / or at least one vane stage downstream.
  • Turbomachinery compressor stage is understood in one embodiment that portion of the turbomachine, which exclusively compresses an air mass flow determined for a combustion chamber of the turbomachine.
  • a fan upstream of the turbomachine compressor stage may promote mass air flow and bypass flow.
  • a diameter ratio of the rotor blades to the stator blades may be greater than or equal to 0.5, in particular 0.75, preferably 0.85.
  • a radius is understood as meaning a direction from a longitudinal axis of the housing section to the radially outer jacket, the direction being perpendicular to the longitudinal axis.
  • the webs may be inclined axially. This means that the webs can extend along the longitudinal axis of the housing portion and perpendicular to this. Additionally or alternatively, the webs in the circumferential direction of the Housing section extend.
  • the webs are connected to an inner shell. Radially inwardly of the inner shell may be arranged a flow channel jacket which limits a flow space of the step. Similarly, the inner shell itself can limit the flow space of the stage and thus act as a flow channel jacket. Additionally or alternatively, the webs may be interconnected.
  • the webs may be formed in a cross section perpendicular to the web longitudinal axis circular or polygonal. According to the invention, the webs each enclose a cavity, which can be inclined axially in analogy to the webs and extend in the longitudinal direction.
  • One or more cavities enclosed by webs communicate in one embodiment with a cooling air inlet and a cooling air outlet.
  • the coolant inlet and coolant outlet can each be provided in a housing shell, which can be axially upstream or downstream of the housing section of the turbomachine compressor or turbomachine turbine stage.
  • the housing shell may enclose at least one vane stage.
  • a defined by lands cavity communicates in one embodiment only with the coolant inlet and / or the coolant outlet. In one embodiment, the cavity does not communicate with a flow space in which, among other things, the blades and / or vanes are arranged and which is enclosed by the housing portion and the housing shells.
  • the cavities it is preferably possible to reduce or reduce a heat input into the housing section and thus to reduce the temperature of the housing section.
  • the cavity for the transfer of coolant, in particular cooling air, between the upstream and downstream housing shells can be used, which can also have a positive effect on the heat input into the housing portion.
  • The, in particular interconnected, webs can form a grid or honeycomb structure in cross section, in particular in a cross section perpendicular to the web longitudinal axis.
  • Another advantage of such a cavity defined by webs may consist in that a transport of coolant which is virtually free of leakage loss can be achieved between the housing shell arranged upstream and downstream of the housing section. Additionally or alternatively, a reduced number of components and thus a reduction of possible wear can be achieved.
  • the webs may be prefolded.
  • the webs may be prefolded such that they fold under load loading, such as due to abutment of a broken blade or part thereof, according to a predetermined folding characteristic.
  • Individual webs can be separated from each other by a cavity and / or not connected to each other.
  • individual webs in particular with an end remote from the radially outer jacket, can be connected to an inner jacket.
  • the webs can be pre-folded several times, in particular zigzag-like, convex and / or concave.
  • Prefolded webs may in particular have at least two sections which, preferably in one edge, merge into one another and are inclined in opposite directions axially and / or in the circumferential direction against the radius.
  • a stiffener In a cavity between webs, a stiffener may be arranged.
  • the stiffener may have a grid or honeycomb structure in cross-section. The stiffener may improve the stiffness of the housing portion upon impact of the blades or parts of these against the housing portion and counteract deformation of the housing portion.
  • the housing section described above may be part of a turbomachine, in particular a gas turbine. It is clear that the turbomachine can also have a plurality of housing sections described above.
  • housing portion 1 has a radially outer shell 10 and an inner shell 11.
  • the radially outer shell 10 is separated from the inner shell 11 by a cavity 13.
  • From the radially outer jacket 10 extend in the cavity 13, a plurality of webs 12 radially inwardly.
  • the webs 12 are connected at one end to the radially outer shell 10 and at the other end to the inner shell 11.
  • a flow channel jacket 16 is arranged, which defines a flow space 2.
  • blades 4 are arranged.
  • the housing portion 1 a plurality of axially offset from one another arranged guides 14 for (in Fig. 1 not shown) adjustable vanes.
  • the guides 14 are connected to the radially outer shell 10 and the inner shell 11 respectively integrally formed and with the flow channel jacket 16 form, material and / or frictionally connected.
  • the webs 12 are repeatedly prefolded and thus inclined to the radius, so that at a load stress on the housing portion 1, the webs 12 are folded according to a predetermined folding characteristic. In particular, a folding of the webs 12 takes place in the radial direction.
  • the webs 12 are arranged in the axial direction within the cavity 13 adjacent to each other and pre-folded several times zigzag.
  • FIG. 2 Fig. 3 shows a longitudinal section of a housing section 100 according to another embodiment of the present invention.
  • the housing portion 100 has a radially outer shell 10 from which a plurality of webs 120 extend radially inwardly, wherein the webs 120 are interconnected.
  • the webs 120 are inclined axially, wherein the webs 120 in the illustrated case obliquely to a longitudinal axis, not shown, of the housing portion 100 (horizontally in Fig. 2 ).
  • the interconnected webs 120 form a grid or honeycomb structure in a cross section perpendicular to the web longitudinal axis.
  • the in FIG. 3 shown housing section 100 has in addition to the in FIG. 2 shown housing portion 100 on an inner shell 11.
  • the webs 120 are connected to the radially outer shell 10.
  • FIG. 3 shown webs 120 enclose analogous to those in FIG. 2 illustrated webs 120 cavities, through the cooling air from a cooling air inlet (left in Fig. 3 ) to a cooling air outlet (right in Fig. 3 ), as in Fig. 3 indicated by flow arrows.
  • an inlet means 3 is provided, which extends radially inwardly.
  • the inlet means 3 can come into contact with a blade 4 and serves in particular to reduce an undesirable leakage flow between the blade 4 and the inner shell 11 of the housing portion 100.
  • the housing portion 100 is at its upstream side (left in FIG Fig. 3 ) is connected in the connecting portion 14 via a screw with a housing shell 200. Further, the housing portion 100 is at the downstream side thereof (right in FIG Fig. 3 ) connected via a further connecting portion 15 with a further housing shell 201.
  • the two housing shells 200, 201 may each enclose a stator vane not shown. In the connection of the further housing shell 201 with the housing portion 100 may be a positive connection.
  • the in FIG. 4 illustrated housing portion 100 ' differs from that in FIG. 3 illustrated housing portion 100 in that no inner shell 11 is provided in this.
  • the inlet means 3 ' is formed integrally with the webs 120'. It is ensured that the inlet means is positioned so that it can come into contact with the blades 4 '.
  • the cooling air inlet opening is in the connecting section 14 and the cooling air outlet opening is provided in the further connecting section 15.
  • the cooling air inlet opening and the cooling air outlet opening communicate with a cooling air channel provided in the respective housing shell 200, 201.
  • cooling air flows through the cooling air inlet opening into the cavities of the webs and flows through them to the cooling air outlet opening.
  • cooling air can flow via the housing section 100 between two housing shells 200, 201 adjacent to the turbomachine in the longitudinal axis direction, the flow direction of the cooling air being illustrated by the arrows P in the figures.
  • the webs and the cooling air inlet opening and the cooling air outlet opening are formed such that the cooling air does not communicate with the flow space 2 of the turbomachine.

Description

  • Die Erfindung betrifft einen Gehäuseabschnitt einer Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 sowie eine Turbomaschine, insbesondere Gasturbine, mit einem solchen Gehäuseabschnitt.
  • Bei einer Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe umschließt ein Gehäuseabschnitt einen Strömungsraum, in dem rotierende Laufschaufeln angeordnet sind.
  • Im Betrieb der Turbomaschine besteht die Gefahr, dass die Laufschaufeln oder ein Teil von diesen bricht und mit hoher kinetischer Energie auf den Gehäuseabschnitt trifft. Aus Sicherheitsgründen ist es notwendig, dass eine Verformung des Gehäuseabschnitts minimiert wird. Hierzu kann die Wandstärke des Gehäuseabschnitts erhöht werden, was jedoch den Nachteil aufweist, dass sich das Gewicht des Gehäuseabschnitts erhöht Patentanmeldung EP 2 363 576 offenbart eine Gehäuseabschnitt einer Turbomaschinenturbinenstufe gemäß der Stand der Technik.
  • Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine Turbomaschinenverdichterstufe oder eine Turbomaschinenturbinenstufe bereitzustellen, die eine ausreichende Sicherheit bei geringem Gewicht aufweist.
  • Die Aufgabe wird durch den Gegenstand des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche. Erfindungsgemäß weist eine Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe wenigstens einen Gehäuseabschnitt mit einem radial äußeren Mantel auf. Der radial äußere Mantel weist mehrere Stege auf, die sich radial nach innen erstrecken, wobei die Stege gegen den Radius geneigt sind. Der radial äußere Mantel ist in einer Ausführung, insbesondere im Querschnitt, geschlossen und kreisringartig ausgebildet. In einer Weiterbildung kann der radial äußere Mantel längsgeteilt und aus zwei oder mehreren Teilen dauerhaft oder lösbar zusammengesetzt sein. Die Stege sind in einer Ausführung stoffschlüssig mit dem radial äußeren Mantel verbunden, insbesondere integral mit diesem ausgebildet, insbesondere urgeformt.
  • Ein Vorteil sich radial nach innen erstreckenden Stege kann darin bestehen, dass das Gewicht des Gehäuseabschnitts nicht signifikant erhöht, gleichzeitig jedoch sichergestellt wird, dass ein Anstoßen von Laufschaufeln oder Teilen von diesen zu keiner übermäßigen Verformung des radial äußeren Mantels und damit des Gehäuseabschnitts führt. Zusätzlich oder alternativ kann ein Vorteil des Gehäuseabschnitts darin bestehen, dass dieser durch ein Additive Manufacturing-Verfahren hergestellt werden kann, wobei zur Herstellung des Gehäuseabschnitts verschiedene Werkstoffe eingesetzt werden können. Zusätzlich oder alternativ kann ein Vorteil solcher Stege darin bestehen, dass die Steifigkeit des Gehäuseabschnitts zur Übertragung von Maximallasten positiv beeinflusst wird.
  • Im Sinne der Erfindung wird als Gehäuseabschnitt einer Turbomaschinenverdichterstufe- oder Turbomaschinenturbinenstufe insbesondere ein Gehäuseabschnitt verstanden, der eine oder mehrere, in Strömungsrichtung nacheinander angeordnete Laufschaufelstufen einer Turbomaschine umschließt. Der Turbomaschinenverdichterstufe und/oder Turbomaschinenturbinenstufe kann wenigstens eine Leitschaufelstufe vorgeschaltet und/oder wenigstens eine Leitschaufelstufe nachgeschaltet sein.
  • Als Turbomaschinenverdichterstufe wird in einer Ausführung derjenige Abschnitt der Turbomaschine verstanden, der ausschließlich einen für eine Brennkammer der Turbomaschine bestimmten Luftmassenstrom verdichtet. Im Gegensatz dazu kann ein der Turbomaschinenverdichterstufe vorgeschalteter Fan den Luftmassenstrom und einen Bypasstrom fördern. Alternativ oder zusätzlich kann in einer Turbomaschinenverdichterstufe ein Durchmesserverhältnis der Laufschaufeln zu den Leitschaufeln größer oder gleich 0,5, insbesondere 0,75, vorzugsweise 0,85 sein.
  • Im Sinne der Erfindung wird als Radius eine Richtung von einer Längsachse des Gehäuseabschnitts zu dem radial äußeren Mantel verstanden, wobei die Richtung senkrecht zu der Längsachse steht.
  • Durch die Neigung der Stege gegen den Radius kann im Gegensatz zu rein radialen Stegen eine vorteilhaftere Verformungscharakteristik der Stege bzw. des Gehäuseabschnitts dargestellt werden. Zusätzlich oder alternativ können gegen den Radius geneigte Stege, wie nachfolgend erläutert, zur Definition von Kühlpassagen dienen.
  • In einer bevorzugten Ausführung können die Stege axial geneigt sein. Dies bedeutet, dass sich die Stege entlang der Längsachse des Gehäuseabschnitts und senkrecht zu dieser erstrecken können. Zusätzlich oder alternativ können die Stege sich in Umfangsrichtung des Gehäuseabschnitts erstrecken. In einer Ausführung sind die Stege mit einem Innenmantel verbunden. Radial innen von dem Innenmantel kann ein Strömungskanalmantel angeordnet sein, der einen Strömungsraum der Stufe begrenzt. Gleichermaßen kann der Innenmantel selbst den Strömungsraum der Stufe begrenzen und somit als Strömungskanalmantel fungieren. Zusätzlich oder alternativ können die Stege miteinander verbunden sein. Die Stege können in einem Querschnitt senkrecht zur Steglängsachse kreisförmig oder mehrkantig ausgebildet sein. Gemäß die Erfindung umschließen die Stege jeweils einen Hohlraum, der analog zu den Stegen axial geneigt sein und sich in Längsrichtung erstrecken kann.
  • Ein oder mehrere durch Stege umschlossene Hohlräume kommunizieren in einer Ausführung mit einem Kühllufteintritt und einem Kühlluftaustritt. Der Kühlmitteleintritt und Kühlmittelaustritt können jeweils in einer Gehäuseschale vorgesehen sein, die dem Gehäuseabschnitt der Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe axial vor- bzw. nachgeschaltet sein kann.
  • Die Gehäuseschale kann wenigstens eine Leitschaufelstufe umschließen. Ein durch Stege definierter Hohlraum kommuniziert in einer Ausführung ausschließlich mit dem Kühlmitteleintritt und/oder dem Kühlmittelaustritt. In einer Ausführung kommuniziert der Hohlraum nicht mit einem Strömungsraum, in dem unter anderem die Laufschaufeln und/oder Leitschaufeln angeordnet sind und der durch den Gehäuseabschnitt und die Gehäuseschalen umschlossen wird.
  • Durch die Hohlräume ist es vorzugsweise möglich, einen Wärmeeintrag in den Gehäuseabschnitt zu verringern bzw. zu reduzieren und damit die Temperatur des Gehäuseabschnitts zu verringern. Dadurch ist es in einer Ausführung möglich, andere Werkstoffe für die Herstellung des Gehäuseabschnitts zu verwenden, die zu einer Gewichtsreduzierung des Gehäuseabschnitts führen können. Ferner kann der Hohlraum zum Transfer von Kühlmittel, insbesondere Kühlluft, zwischen den vor- und nachgeschalteten Gehäuseschalen genutzt werden, was sich ebenfalls positiv auf den Wärmeeintrag in den Gehäuseabschnitt auswirken kann. Die, insbesondere miteinander verbundenen, Stege können im Querschnitt, insbesondere in einem Querschnitt senkrecht zur Steglängsachse, eine Gitter- oder Wabenstruktur bilden. Dadurch lässt sich der zuvor erwähnte Wärmeeintrag auf besonders einfache Weise reduzieren und/oder der Transfer von Kühlmittel zwischen den Gehäuseschalen verbessern.
  • Ein weiterer Vorteil eines solchen durch Stege definierten Hohlraums kann darin bestehen, dass ein nahezu leckageverlustfreier Transport von Kühlmittel zwischen der dem Gehäuseabschnitt vor- und nachgeschalteten Gehäuseschale erreicht werden kann. Zusätzlich oder alternativ kann eine verringerte Bauteilanzahl und damit eine Verringerung der möglichen Verschleiß stellen erreicht werden.
  • Gemäß einem Aspekt der Erfindung können die Stege vorgefaltet sein. Die Stege können derart vorgefaltet sein, dass sich diese bei einer Lastbeanspruchung, wie beispielsweise aufgrund eines Anstoßens einer abgebrochenen Laufschaufel oder eines Teils davon, entsprechend einer vorgegebenen Faltungscharakteristik falten. Durch eine derartige Ausbildung der Stege kann sichergestellt werden, dass das Gewicht des Gehäuseabschnitts gering ist und dieser bei einem Anstoßen von Laufschaufeln oder Teilen gegen diesen nicht verformt. Die Stege dämpfen durch den Faltvorgang den Stoß und verhindern somit eine Beschädigung des Gehäuseabschnitts.
  • Einzelne Stege können durch einen Hohlraum voneinander getrennt und/oder nicht miteinander verbunden sein. Gleichermaßen können einzelne Stege, insbesondere mit einem von dem radial äußeren Mantel entfernten Ende, mit einem Innenmantel verbunden sein.
  • In einer Ausführung können die Stege mehrfach, insbesondere zickzackartig, konvex und/oder konkav, vorgefaltet sein. Dadurch kann bei einem Anstoßen der Laufschaufeln oder Teilen von diesen gegen den Gehäuseabschnitt eine vorteilhafte Faltungscharakteristik des Gehäuseabschnitts dargestellt werden. Vorgefaltete Stege können insbesondere wenigstens zwei Abschnitte aufweisen, die, vorzugsweise in einer Kante, ineinander übergehen und gegensinnig axial und/oder in Umfangsrichtung gegen den Radius geneigt sind.
  • In einem Hohlraum zwischen Stegen kann eine Versteifung angeordnet sein. Die Versteifung kann im Querschnitt eine Gitter- oder Wabenstruktur aufweisen. Die Versteifung kann bei einem Anstoßen der Laufschaufeln oder Teilen von diesen gegen den Gehäuseabschnitt die Steifigkeit des Gehäuseabschnitts verbessern und einer Verformung des Gehäuseabschnitts entgegenwirken.
  • Der oben beschriebene Gehäuseabschnitt kann Bestandteil einer Turbomaschine, insbesondere Gasturbine, sein. Es ist klar, dass die Turbomaschine auch mehrere oben beschriebene Gehäuseabschnitte aufweisen kann.
  • Weitere Merkmale und Vorteile ergeben sich aus den Unteransprüchen und dem Ausführungsbeispiel. Hierzu zeigen:
    • Fig. 1: einen Längsschnitt eines Gehäuseabschnitts gemäß einer Ausführung der vorliegenden Erfindung,
    • Fig. 2: einen Längsschnitt eines Gehäuseabschnitts gemäß einer weiteren Ausführung der vorliegenden Erfindung,
    • Fig. 3: einen Längsschnitt eines Gehäuseabschnitts gemäß einer weiteren Ausführung der vorliegenden Erfindung mit Innenmantel und separatem Einlaufmittel,
    • Fig. 4: einen Längsschnitt eines Gehäuseabschnitts gemäß einer weiteren der vorliegenden Erfindung Ausführung ohne Innenmantel und mit integriertem Einlaufmittel.
  • Im Folgenden werden gleich aufgebaute Bauteile der jeweiligen Ausführungen mit gleichen Bezugszeichen versehen und gleich bezeichnet.
  • Der in Figur 1 gezeigte Gehäuseabschnitt 1 gemäß einer ersten Ausführung weist einen radial äußeren Mantel 10 und einen Innenmantel 11 auf. Der radial äußere Mantel 10 wird von dem Innenmantel 11 durch einen Hohlraum 13 getrennt. Von dem radial äußeren Mantel 10 erstrecken sich im Hohlraum 13 eine Vielzahl von Stegen 12 radial nach innen. Die Stege 12 sind an einem Ende mit dem radial äußeren Mantel 10 und an dem anderen Ende mit dem Innenmantel 11 verbunden. Radial innen von dem Innenmantel 11 ist ein Strömungskanalmantel 16 angeordnet, der einen Strömungsraum 2 definiert. In dem Strömungsraum 2 sind Laufschaufeln 4 angeordnet.
  • Ferner weist der Gehäuseabschnitt 1 mehrere in axialer Richtung voneinander versetzt angeordnete Führungen 14 für (in Fig. 1 nicht dargestellte) verstellbare Leitschaufeln auf. Die Führungen 14 sind mit dem radial äußeren Mantel 10 und dem Innenmantel 11 jeweils integral ausgebildet und mit dem Strömungskanalmantel 16 form-, stoff- und/oder reibschlüssig verbunden.
  • Die Stege 12 sind mehrfach vorgefaltet und somit gegen den Radius geneigt, so dass bei einer Lastbeanspruchung auf den Gehäuseabschnitt 1 die Stege 12 gemäß einer vorgegebenen Faltcharakteristik gefaltet werden. Insbesondere erfolgt eine Faltung der Stege 12 in radialer Richtung. Die Stege 12 sind in axialer Richtung innerhalb des Hohlraums 13 benachbart zueinander angeordnet und mehrfach zickzackartig vorgefaltet.
  • In Figur 2 wird ein Längsschnitt eines Gehäuseabschnitts 100 gemäß einer weiteren Ausführung der vorliegenden Erfindung gezeigt. Der Gehäuseabschnitt 100 weist einen radial äußeren Mantel 10 auf, von dem sich eine Vielzahl von Stegen 120 radial nach innen erstrecken, wobei die Stege 120 miteinander verbunden sind. Die Stege 120 sind axial geneigt, wobei sich die Stege 120 im dargestellten Fall schräg zu einer nicht dargestellten Längsachse des Gehäuseabschnitts 100 (horizontal in Fig. 2) erstrecken.
  • Die miteinander verbundenen Stege 120 bilden in einem Querschnitt senkrecht zur Steglängsachse eine Gitter- oder Wabenstruktur.
  • Der in Figur 3 dargestellte Gehäuseabschnitt 100 weist zusätzlich zu dem in Figur 2 dargestellten Gehäuseabschnitt 100 einen Innenmantel 11 auf. Die Stege 120 sind mit dem radial äußeren Mantel 10 verbunden. Die in Figur 3 dargestellten Stege 120 umschließen analog zu den in Figur 2 dargestellten Stegen 120 Hohlräume, durch die Kühlluft von einem Kühllufteintritt (links in Fig. 3) zu einem Kühlluftaustritt (rechts in Fig. 3) geleitet wird, wie in Fig. 3 durch Strömungspfeile angedeutet.
  • An der von den Stegen 120 abgewandten Seite des Innenmantels 11 ist ein Einlaufmittel 3 vorgesehen, das sich radial nach innen erstreckt. Das Einlaufmittel 3 kann in Kontakt mit einer Laufschaufel 4 gelangen und dient insbesondere dazu, einen unerwünschten Leckagestrom zwischen der Laufschaufel 4 und dem Innenmantel 11 des Gehäuseabschnitts 100 zu reduzieren.
  • Der Gehäuseabschnitt 100 ist an dessen stromaufwärtiger Seite (links in Fig. 3) in dem Verbindungsabschnitt 14 über eine Schraubverbindung mit einer Gehäuseschale 200 verbunden. Ferner ist der Gehäuseabschnitt 100 an dessen stromabwärtiger Seite (rechts in Fig. 3) über einen weiteren Verbindungsabschnitt 15 mit einer weiteren Gehäuseschale 201 verbunden. Die beiden Gehäuseschalen 200, 201 können jeweils eine nicht dargestellte Leitschaufelstufe umschließen. Bei der Verbindung der weiteren Gehäuseschale 201 mit dem Gehäuseabschnitt 100 kann es sich um eine formschlüssige Verbindung handeln.
  • Der in Figur 4 dargestellte Gehäuseabschnitt 100' unterscheidet sich von dem in Figur 3 dargestellten Gehäuseabschnitt 100 dadurch, dass in diesem kein Innenmantel 11 vorgesehen ist. Das Einlaufmittel 3' ist einstückig mit den Stegen 120' ausgebildet. Dabei ist sichergestellt, dass das Einlaufmittel derart positioniert ist, dass es mit den Laufschaufeln 4' in Kontakt gelangen kann.
  • Die in den Figuren 2 bis 4 dargestellten Stege 120, 120' sind derart ausgebildet und ausgerichtet, dass wenigstens ein Teil der durch die Stege jeweils umschlossenen Hohlräume mit einer Kühllufteintrittsöffnung und/oder einer Kühlluftaustrittsöffnung kommuniziert. Die Kühllufteintrittsöffnung ist im Verbindungsabschnitt 14 und die Kühlluftaustrittsöffnung ist in dem weiteren Verbindungsabschnitt 15 vorgesehen. Die Kühllufteintrittsöffnung und die Kühlluftaustrittsöffnung kommunizieren mit einem in der jeweiligen Gehäuseschale 200, 201 vorgesehenen Kühlluftkanal.
  • Somit kann durch die Ausbildung und Ausrichtung der Stege sichergestellt werden, dass Kühlluft über die Kühllufteintrittsöffnung in die Hohlräume der Stege einströmt und über diese zu der Kühlluftaustrittsöffnung strömt. Im Ergebnis kann erreicht werden, dass Kühlluft über den Gehäuseabschnitt 100 zwischen zwei in Längsachsrichtung der Turbomaschine benachbarten Gehäuseschalen 200, 201 strömen kann, wobei die Strömungsrichtung der Kühlluft in den Figuren durch die Pfeile P dargestellt ist. Die Stege und die Kühllufteintrittsöffnung und die Kühlluftaustrittsöffnung sind derart ausgebildet, dass die Kühlluft nicht mit dem Strömungsraum 2 der Turbomaschine kommuniziert.
    • Bezugszeichenliste
    • 1
    Gehäuseabschnitt gemäß der ersten Ausführung
    2
    Strömungsraum
    3
    Einlaufmittel
    4
    Laufschaufel
    10
    radial äußerer Mantel
    11
    Innenmantel
    12
    Steg gemäß der ersten Ausführung
    13
    Hohlraum
    14
    Verbindungsabschnitt
    15
    weiterer Verbindungsabschnitt
    16
    Strömungskanalmantel
    100
    Gehäuseabschnitt gemäß der zweiten Ausführung
    100'
    Gehäuseabschnitt gemäß der dritten Ausführung
    120
    Steg gemäß der zweiten Ausführung
    200
    Gehäuseschale
    201
    weitere Gehäuseschale
    P
    Strömungsrichtung der Kühlluft

Claims (10)

  1. Gehäuseabschnitt einer Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe, der einen, insbesondere geschlossenen und kreisringartigen, radial äußeren Mantel (10) mit sich radial nach innen erstreckenden Stegen (120) aufweist, wobei die Stege (120) gegen den Radius geneigt sind und wenigstens einen Hohlraum umschließen, der analog zu den Stegen (120) geneigt ist und sich in Längsrichtung der Turbomaschine erstreckt,
    dadurch gekennzeichnet, dass wenigstens einer der durch Stege definierten Hohlräume mit einem Kühlmitteleintritt und einem Kühlmittelaustritt kommuniziert, welche jeweils in einer Gehäuseschale vorgesehen sind, die dem Gehäuseabschnitt der Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe axial vor- bzw. nachgeschaltet sind.
  2. Gehäuseabschnitt nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Stege (120) axial und/oder in Umtangsrichtung gegen den Radius geneigt sind.
  3. Gehäuseabschnitt nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Stege (120) stoffschlüssig mit dem radial äußeren Mantel (10) verbunden, insbesondere integral mit dem diesem ausgebildet, insbesondere urgeformt sind.
  4. Gehäuseabschnitt nach dem vorhergehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass dieser durch ein Additive Manufacturing-Verfahren hergestellt ist.
  5. Gehäuseabschnitt nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Stege (120) in einem Querschnitt eine Gitter- oder Wabenstruktur bilden.
  6. Gehäuseabschnitt nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Stege (12) vorgefaltet sind.
  7. Gehäuseabschnitt nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Stege (12) mehrfach, insbesondere zickzackartig, konvex und/oder konkav, vorgefaltet sind.
  8. Gehäuseabschnitt nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch
    gekennzeichnet, dass in einem Hohlraum (13) zwischen Stegen (12) eine Versteifung, insbesondere eine Versteifung, die im Querschnitt eine Gitter- oder Wabenstruktur aufweist, angeordnet ist.
  9. Gehäuseabschnitt nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch einen Innenmantel (11), der mit den Stegen (12, 120) verbunden ist.
  10. Turbomaschine, insbesondere Gasturbine, mit wenigstens einem Gehäuseabschnitt nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
EP14164186.0A 2013-04-24 2014-04-10 Gehäuseabschnitt einer Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe Not-in-force EP2796668B1 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102013207452.2A DE102013207452A1 (de) 2013-04-24 2013-04-24 Gehäuseabschnitt einer Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP2796668A2 EP2796668A2 (de) 2014-10-29
EP2796668A3 EP2796668A3 (de) 2015-01-21
EP2796668B1 true EP2796668B1 (de) 2017-03-01

Family

ID=50478268

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP14164186.0A Not-in-force EP2796668B1 (de) 2013-04-24 2014-04-10 Gehäuseabschnitt einer Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9771830B2 (de)
EP (1) EP2796668B1 (de)
DE (1) DE102013207452A1 (de)
ES (1) ES2620514T3 (de)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102015202070A1 (de) 2015-02-05 2016-08-25 MTU Aero Engines AG Gasturbinenbauteil
FR3040733B1 (fr) * 2015-09-07 2018-08-31 Poly Shape Carter pour machines tournantes et en particulier pour turbomachines.
US20170089213A1 (en) 2015-09-28 2017-03-30 United Technologies Corporation Duct with additive manufactured seal
DE102016201581A1 (de) * 2016-02-02 2017-08-03 MTU Aero Engines AG Rotor-Stator-Verbund für eine axiale Strömungsmaschine und Flugtriebwerk
US10830097B2 (en) * 2016-02-04 2020-11-10 General Electric Company Engine casing with internal coolant flow patterns
US10209009B2 (en) 2016-06-21 2019-02-19 General Electric Company Heat exchanger including passageways
US10802467B2 (en) * 2017-01-06 2020-10-13 General Electric Company Methods of defining internal structures for additive manufacturing
EP3375984A1 (de) * 2017-03-17 2018-09-19 MTU Aero Engines GmbH Zirkulationsvorrichtung für eine strömungsmaschine, verfahren zum herstellen einer zirkulationsvorrichtung und strömungsmaschine
US11427330B2 (en) 2019-11-15 2022-08-30 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11260953B2 (en) 2019-11-15 2022-03-01 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11352120B2 (en) 2019-11-15 2022-06-07 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11260976B2 (en) 2019-11-15 2022-03-01 General Electric Company System for reducing thermal stresses in a leading edge of a high speed vehicle
US11267551B2 (en) 2019-11-15 2022-03-08 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11466593B2 (en) 2020-01-07 2022-10-11 Raytheon Technologies Corporation Double walled stator housing
US11745847B2 (en) 2020-12-08 2023-09-05 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11407488B2 (en) 2020-12-14 2022-08-09 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11577817B2 (en) 2021-02-11 2023-02-14 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3046648A (en) * 1959-04-13 1962-07-31 Aircraft Prec Products Inc Method of manufacturing replaceable labyrinth type seal assembly
US3365172A (en) * 1966-11-02 1968-01-23 Gen Electric Air cooled shroud seal
US3719365A (en) * 1971-10-18 1973-03-06 Gen Motors Corp Seal structure
USRE30600E (en) * 1973-02-23 1981-05-05 International Harvester Company Compliant structural members
GB2017228B (en) * 1977-07-14 1982-05-06 Pratt & Witney Aircraft Of Can Shroud for a turbine rotor
FR2467978A1 (fr) * 1979-10-23 1981-04-30 Snecma Dispositif de retention pour carter de compresseur d'une turbomachine
US4452335A (en) * 1982-05-03 1984-06-05 United Technologies Corporation Sound absorbing structure for a gas turbine engine
US5160248A (en) * 1991-02-25 1992-11-03 General Electric Company Fan case liner for a gas turbine engine with improved foreign body impact resistance
US5520508A (en) * 1994-12-05 1996-05-28 United Technologies Corporation Compressor endwall treatment
GB2313161B (en) * 1996-05-14 2000-05-31 Rolls Royce Plc Gas turbine engine casing
US5791871A (en) * 1996-12-18 1998-08-11 United Technologies Corporation Turbine engine rotor assembly blade outer air seal
US6182531B1 (en) * 1998-06-12 2001-02-06 The Boeing Company Containment ring for flywheel failure
GB0116988D0 (en) * 2000-08-11 2001-09-05 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
GB0510538D0 (en) * 2005-05-24 2005-06-29 Rolls Royce Plc A rotor blade containment assembly for a gas turbine engine
GB0609632D0 (en) * 2006-05-16 2006-06-28 Rolls Royce Plc An ice impact panel
US8371009B2 (en) * 2007-12-12 2013-02-12 General Electric Company Methods for repairing composite containment casings
FR2925118B1 (fr) * 2007-12-14 2009-12-25 Snecma Panneau de support d'abradable dans une turbomachine
GB0813820D0 (en) * 2008-07-29 2008-09-03 Rolls Royce Plc A fan casing for a gas turbine engine
US8202041B2 (en) * 2008-10-31 2012-06-19 Pratt & Whitney Canada Corp Fan case for turbofan engine
GB0916823D0 (en) * 2009-09-25 2009-11-04 Rolls Royce Plc Containment casing for an aero engine
GB201003634D0 (en) * 2010-03-05 2010-04-21 Rolls Royce Plc Containment casing
US8500390B2 (en) * 2010-05-20 2013-08-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan case with rub elements
GB201020143D0 (en) * 2010-11-29 2011-01-12 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment arrangement
GB201103682D0 (en) * 2011-03-04 2011-04-20 Rolls Royce Plc A turbomachine casing assembly

Also Published As

Publication number Publication date
EP2796668A2 (de) 2014-10-29
EP2796668A3 (de) 2015-01-21
ES2620514T3 (es) 2017-06-28
US9771830B2 (en) 2017-09-26
US20140321998A1 (en) 2014-10-30
DE102013207452A1 (de) 2014-11-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2796668B1 (de) Gehäuseabschnitt einer Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe
DE60203959T2 (de) Luftgekühltes Abgasgehäuse für eine Gasturbine
EP2179143B1 (de) Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage
DE112015001237B4 (de) Abgasturbolader
DE60211061T2 (de) Axialturbine mit einer Stufe in einem Abströmkanal
DE1601564A1 (de) Mantelring fuer Gasturbinenanlagen
DE102011055473B4 (de) Strömungspfad für ein Dampfturbinenaußengehäuse und Strömungsbarrierevorrichtung
EP3093447B1 (de) Rotor einer turbine einer gasturbine mit verbesserter kühlluftführung
EP2824282A1 (de) Gasturbine mit Hochdruckturbinenkühlsystem
EP2126321A1 (de) Gasturbine mit einem nachleitkranz und mit einem mischer
EP2818724B1 (de) Strömungsmaschine und Verfahren
DE102009031737A1 (de) Laufrad für eine Turbomaschine
EP2884054A1 (de) Verstellbare Leitschaufel mit Kegelstumpf in einer Lageranordnung
WO2017029008A1 (de) Rotorkühlung für eine dampfturbine
DE102017110055A1 (de) Zentraler Zwischenkanal, der äußere Wände hinter einem Vorderkantenkanal eines Schaufelblattes überbrückt
CH710576A2 (de) Turbinenschaufel mit mehreren Kühlkanälen.
DE102013210990A1 (de) Abgasturbolader mit einem Radial-Axial-Turbinenrad
EP2718545B1 (de) Dampfturbine umfassend einen schubausgleichskolben
EP3231998A1 (de) Leitschaufelsegment
DE112015001212B4 (de) Deckband, Schaufelanordnung und Rotationsmaschine
EP2826957A1 (de) Rotor für eine thermische Strömungsmaschine
DE102012208263A1 (de) Verdichtervorrichtung für eine Turbomaschine
EP3495639B1 (de) Verdichtermodul für eine strömungsmaschine, das die grenzschicht in einem verdichterzwischengehäuse abbaut
EP3159487B1 (de) Stator einer turbine einer gasturbine mit verbesserter kühlluftführung
DE60002781T2 (de) Nabe-Achse Verbindung

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: 20140410

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: F01D 11/12 20060101AFI20141216BHEP

Ipc: F01D 21/04 20060101ALI20141216BHEP

Ipc: F01D 25/14 20060101ALI20141216BHEP

R17P Request for examination filed (corrected)

Effective date: 20150714

RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20161115

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): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

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: CH

Ref legal event code: EP

Ref country code: AT

Ref legal event code: REF

Ref document number: 871611

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20170315

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: GERMAN

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 502014002803

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 4

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FG2A

Ref document number: 2620514

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: T3

Effective date: 20170628

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20170301

REG Reference to a national code

Ref country code: LT

Ref legal event code: MG4D

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

Ref country code: LT

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

Effective date: 20170301

Ref country code: NO

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

Effective date: 20170601

Ref country code: GR

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

Effective date: 20170602

Ref country code: FI

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

Effective date: 20170301

Ref country code: HR

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

Effective date: 20170301

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

Ref country code: BG

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

Effective date: 20170601

Ref country code: LV

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

Effective date: 20170301

Ref country code: RS

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

Effective date: 20170301

Ref country code: SE

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

Effective date: 20170301

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

Ref country code: NL

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

Effective date: 20170301

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

Ref country code: IT

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

Effective date: 20170301

Ref country code: SK

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

Effective date: 20170301

Ref country code: RO

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

Effective date: 20170301

Ref country code: EE

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

Effective date: 20170301

Ref country code: CZ

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

Effective date: 20170301

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

Ref country code: PL

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

Effective date: 20170301

Ref country code: SM

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

Effective date: 20170301

Ref country code: PT

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

Effective date: 20170703

Ref country code: IS

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

Effective date: 20170701

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 502014002803

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

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: MM4A

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

Ref country code: MC

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

Effective date: 20170301

Ref country code: DK

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

Effective date: 20170301

26N No opposition filed

Effective date: 20171204

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

Ref country code: LI

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

Effective date: 20170430

Ref country code: CH

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

Effective date: 20170430

Ref country code: SI

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

Effective date: 20170301

Ref country code: LU

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

Effective date: 20170410

REG Reference to a national code

Ref country code: BE

Ref legal event code: MM

Effective date: 20170430

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 5

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

Ref country code: IE

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

Effective date: 20170410

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

Ref country code: BE

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

Effective date: 20170430

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

Ref country code: MT

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

Effective date: 20170301

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

Ref country code: HU

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

Effective date: 20140410

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

Ref country code: ES

Payment date: 20190520

Year of fee payment: 6

Ref country code: DE

Payment date: 20190418

Year of fee payment: 6

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

Ref country code: FR

Payment date: 20190423

Year of fee payment: 6

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

Ref country code: CY

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

Effective date: 20170301

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

Ref country code: GB

Payment date: 20190424

Year of fee payment: 6

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

Ref country code: MK

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

Effective date: 20170301

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

Ref country code: TR

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

Effective date: 20170301

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

Ref country code: AL

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

Effective date: 20170301

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MM01

Ref document number: 871611

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20190410

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R119

Ref document number: 502014002803

Country of ref document: DE

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

Ref country code: AT

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

Effective date: 20190410

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: 20201103

Ref country code: FR

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

Effective date: 20200430

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

Effective date: 20200410

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: 20200410

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FD2A

Effective date: 20210831

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

Ref country code: ES

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

Effective date: 20200411