EP3027854B1 - Carter de turbomachine et procédé de fabrication - Google Patents

Carter de turbomachine et procédé de fabrication Download PDF

Info

Publication number
EP3027854B1
EP3027854B1 EP14755874.6A EP14755874A EP3027854B1 EP 3027854 B1 EP3027854 B1 EP 3027854B1 EP 14755874 A EP14755874 A EP 14755874A EP 3027854 B1 EP3027854 B1 EP 3027854B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
sectors
casing
strips
assembling
manufacturing
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.)
Active
Application number
EP14755874.6A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP3027854A1 (fr
Inventor
Margaux Justine Emma DUBOIS
Erwan Pierre Antoine PERSE
Valentine Bader
Jean-Pierre TRZEBSKI
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA Services SA
SNECMA SAS
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 SNECMA Services SA, SNECMA SAS filed Critical SNECMA Services SA
Publication of EP3027854A1 publication Critical patent/EP3027854A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP3027854B1 publication Critical patent/EP3027854B1/fr
Active 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/10—Manufacture by removing material
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/133—Titanium

Definitions

  • the invention relates to a turbomachine casing and a method of manufacturing a turbomachine casing.
  • the Figure 1 represents a turbomachine upstream portion comprising a fan 100, surrounded by a fan casing 101.
  • the fan casing 100 is extended by an intermediate casing 102 comprising a ring 103 or ferrule.
  • the ring 103 of the intermediate housing 102 comprises a plurality of fastening elements, which allow the fastening of members of the turbomachine on the housing 102, such as the accessory drive module (or ADM for " Accessory Drive Module " ).
  • Such an intermediate casing is for example described in the patent FR2925120 or in the patent application FR1262269 .
  • the intermediate casing 102 is conventionally manufactured by machining in the mass of a stock of aluminum, steel or titanium. The components to be assembled are subsequently reported on the part resulting from machining the stock.
  • fasteners are necessarily reported on the part, which increases the weight due to the mass of washers, screws, and additional flanges for assembly.
  • the invention further relates to a turbomachine casing, characterized in that it comprises a ring consisting of an assembly of a plurality of sectors, at least part of the sectors being manufactured in one piece with elements of attaches to their surface by a foundry process, the sectors comprising joining strips at their ends, through which the sectors are assembled.
  • the sectors are made of titanium.
  • the assembly strips have a constant width, and / or the assembly strips have a height whose profile follows the evolution of the thickness profile of the ends of the sectors.
  • the invention relates to a turbomachine comprising a fan and a casing as described above.
  • the invention offers many advantages.
  • the solution reduces the number and complexity of the machining steps required to manufacture the crankcase.
  • the housing comprising a plurality of sectors of smaller size than the housing itself, the manufacturing operations are therefore achievable by a greater number of foundries.
  • the small size of the sectors makes it possible to improve the foundry shape tolerances.
  • FIGS are represented in the figures different stages and elements allowing the manufacture of a casing 1 of turbomachine.
  • intermediate housing 1 which is juxtaposed with the fan casing in the turbomachine, as already illustrated in FIG. Figure 1 .
  • the solution also applies to other casings of the turbomachine (fan housing, etc.).
  • a plurality of sectors 2, such as those illustrated in Figures 2 and 3 are made by casting (step E1 - metal forming process which comprises pouring a liquid metal into a mold to reproduce, after cooling, a given piece).
  • the sectors 2 comprise on their surface fastening elements 3.
  • These fastening elements 3 comprise in particular bosses or clevises for fixing axes, flanges, arms, or any mechanical part of the turbomachine connected to the casing 1.
  • the fastening elements 3 are manufactured during the step foundry.
  • the sectors 2 are made in one piece with the fastening elements 3 on their surface, which avoids steps of bolting and additional parts report.
  • the sectors 2 comprise ribs 7 serving as stiffeners of the structure. These ribs 7 are also manufactured during the casting step.
  • the assembly of sectors 2 can for example be done by welding. Other assembly operations are possible, for example by bolting sectors 2 to each other.
  • the assembly comprises a hot forming operation making it possible to improve the circularity of the ring 5 of the casing 1.
  • part of the sectors 2 to be assembled is manufactured according to a different manufacturing method, such as rolling, in particular of circular type.
  • the manufacture of the sectors 2 may include obtaining strips 8 assembly at the ends of the sectors 2, by which the sectors 2 are assembled. These strips 8 are obtained by integration by foundry or material coming with the sectors 2.
  • step E2 A machining of the raw outer face 8a of the strips 8 is performed before the joining of the sectors.
  • the strips 8 make it possible in particular to facilitate the welding or bolting operations of the sectors 2 between them, and to reduce the variations in thickness at the ends of the sectors 2.
  • a simple form is that of a parallelepiped.
  • the assembly strips 8 have a constant width L.
  • the width is the size of the assembly strip 8 along the axis tangential to the ring 5 formed by the sectors 2 (see FIG. Figure 2 ).
  • the height H of the assembly strips 8 can be constant or variable.
  • the height H has a variation whose amplitude is limited (in particular, the abrupt variations, of the stair step type, are to be avoided), in order to facilitate the welding of the strips 8 between them.
  • the height H has a profile which follows the evolution of the thickness profile of the ends of the sectors 2.
  • the profile of the height H is not strictly identical to the thickness profile of the ends of the sectors 2, so as not to have variations in the form of steps, but follows the trend.
  • Sectors 2 are angular sectors, the angular extent of which varies according to various criteria such as the desired number of sectors of the ring, the diameter of the casing to be manufactured, the manufacturing tolerances of the foundry operation, and the position of the attachment elements 3 on sectors 2.
  • the ring 5 comprises at least two sectors 2, but may also comprise a greater number of sectors 2 (for example, in the case of a ring with a diameter of 2 m, about ten sectors of about 600 mm of rope).
  • the angular extent of the sectors 2 is chosen so that the fastening strips 8 at their ends do not come into contact with the fastening elements 3 of the sectors 2.
  • the strips 8 may be at least partially machined (step E4).
  • This machining makes it possible to reduce the thickness of the strips 8 to Strictly minimum, in order to reduce the weight of the casing 1.
  • the strips 8 are removed by machining (see Figure 5 where the strips 8 were machined after the assembly operated at the Figure 4B ).
  • the sectors 2 are machined after assembly so as to form complementary fastening elements 12 on the surface of the sectors 2.
  • These complementary fixing elements 12 are for example elements whose manufacturing tolerances required are fine and can not be reached during the casting step. These are, for example, openings made in the ribs 7 of the sectors 2.
  • the sectors 2 are in titanium. Titanium is known for its good mechanical strength and good fire resistance. It becomes possible to significantly reduce the thicknesses of flanges or bodies.
  • the manufacture of the casing 1 through an assembly of a plurality of sectors 2 from a foundry process reduces the material needed for the crudes, especially compared to the solutions implementing a machining in the mass of a single gross.
  • the ratio between the material of the final part and the raw material is significantly more advantageous in this solution than in a machining in the mass of a single raw.
  • titanium has a higher cost than aluminum and has problems of machinability, the cost of choosing titanium as raw material is low, aluminum also having molding problems. during foundry operations.
  • the manufacture of the sectors 2 by casting also makes it possible to integrate the fastening elements 3 on the surface of the sectors 2 from the manufacture of the sectors, which avoids later stages of bolting and bolting additional pieces. The mass and associated costs are therefore reduced.
  • the preforming of the sectors 2 by casting also makes it possible to reduce the number and the complexity of the machining steps, which further reduces the associated costs.
  • the solution applies to any turbomachine casing. It applies in particular to the intermediate casing of the turbomachine, downstream of the fan casing according to the flow direction of the flow.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Manufacture Of Motors, Generators (AREA)
  • Motor Or Generator Frames (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

    Domaine de l'invention
  • L'invention concerne un carter de turbomachine et un procédé de fabrication d'un carter de turbomachine.
    • Présentation de l'Art Antérieur
  • La Figure 1 représente une partie amont de turbomachine comprenant une soufflante 100, entourée d'un carter 101 de soufflante. Le carter de soufflante 100 se prolonge par un carter 102 intermédiaire comprenant un anneau 103 ou virole.
  • L'anneau 103 du carter 102 intermédiaire comprend une pluralité d'éléments de fixation, qui permettent la fixation d'organes de la turbomachine sur le carter 102, comme le module d'entraînement d'accessoires (ou ADM pour « Accessory Drive Module »).
  • Un tel carter intermédiaire est par exemple décrit dans le brevet FR2925120 ou dans la demande de brevet FR1262269 .
  • Le carter 102 intermédiaire est classiquement fabriqué par usinage dans la masse d'un brut en aluminium, acier ou titane. Les organes à assembler sont par la suite rapportés sur la pièce issue de l'usinage du brut.
  • Cette solution présente plusieurs inconvénients.
  • Elle implique de lourdes étapes d'usinage, ce qui entraîne une augmentation des coûts de fabrication.
  • En outre, les éléments de fixation sont nécessairement rapportés sur la pièce, ce qui alourdit la pièce en raison de la masse des rondelles, vis, et brides supplémentaires permettant l'assemblage.
  • On connait également le document FR2978495 .
    • Présentation de l'invention
  • Afin d'améliorer les solutions existantes, l'invention propose un procédé de fabrication d'un carter de turbomachine, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à :
    • fabriquer une pluralité de secteurs, au moins une partie des secteurs étant fabriqués par fonderie et comprenant à leur surface des éléments d'attache obtenus lors de l'étape de fonderie,
      des bandeaux d'assemblage étant obtenus aux extrémités des secteurs, lors de l'étape de fabrication des secteurs par fonderie, par lesquels les secteurs peuvent être assemblés, et
    • assembler les secteurs bout à bout de sorte à former un anneau du carter.
  • L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible :
    • le procédé comprend l'étape consistant à usiner la face externe des bandeaux d'assemblage avant l'assemblage des secteurs ;
    • le procédé comprend l'étape consistant à assembler les secteurs par soudage ou par boulonnage ;
    • le procédé comprend l'étape consistant à, après l'assemblage des secteurs :
      • o usiner les secteurs, de sorte à façonner des éléments complémentaires de fixation à la surface des secteurs, et/ou
      • o usiner, au moins partiellement, les bandeaux d'assemblage.
  • L'invention concerne en outre un carter de turbomachine, caractérisé en ce qu'il comprend un anneau constitué d'un assemblage d'une pluralité de secteurs, au moins une partie des secteurs étant fabriquée d'un seul tenant avec des éléments d'attache à leur surface par un procédé de fonderie, les secteurs comprenant des bandeaux d'assemblage à leurs extrémités, par lesquels les secteurs sont assemblés.
  • Selon un mode de réalisation, les secteurs sont en titane.
  • En particulier, les bandeaux d'assemblage présentent une largeur constante, et/ou les bandeaux d'assemblage présentent une hauteur dont le profil suit l'évolution du profil d'épaisseur des extrémités des secteurs.
  • Enfin, l'invention concerne une turbomachine comprenant une soufflante et un carter tel que décrit précédemment.
  • L'invention offre de nombreux avantages.
  • La fabrication des secteurs par fonderie permet d'intégrer les éléments d'attache dès leur fabrication, ce qui évite des étapes ultérieures de rapport et de boulonnage de pièces supplémentaires. La masse et les coûts associés sont donc réduits.
  • La solution réduit le nombre et la complexité des étapes d'usinage nécessaires à la fabrication du carter.
  • De plus, la solution offre un bon compromis entre la masse du carter et les coûts de fabrication.
  • En outre, le carter comprenant une pluralité de secteurs de plus petite taille que le carter lui-même, les opérations de fabrication sont donc réalisables par un plus grand nombre de fondeurs.
  • La taille réduite des secteurs permet d'améliorer les tolérances de forme de fonderie.
  • Enfin, la solution est applicable même à des carters de grandes dimensions, le carter étant subdivisé en plusieurs secteurs de plus petites dimensions.
    • Présentation des figures
  • D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
    • la Figure 1 est une vue partielle d'une turbomachine ;
    • la Figure 2 est une représentation d'un secteur du carter du type équipé de chapes de fixation ;
    • la Figure 3 est une représentation d'un autre type de secteur du carter ;
    • les Figures 4A et 4B sont une représentation de l'assemblage des secteurs du carter ;
    • la Figure 5 est une représentation du carter après une étape ultérieure d'usinage ;
    • la Figure 6 est une représentation schématique d'un procédé de fabrication du carter.
    Description détaillée
  • On a représenté sur les figures différentes étapes et éléments permettant la fabrication d'un carter 1 de turbomachine.
  • Il peut par exemple s'agir du carter 1 dit intermédiaire qui est juxtaposé au carter de la soufflante dans la turbomachine, comme déjà illustré en Figure 1. La solution s'applique également aux autres carters de la turbomachine (carter fan, etc.).
  • Une pluralité de secteurs 2, tels que ceux illustrés en Figures 2 et 3 sont fabriqués par fonderie (étape E1 - procédé de formage des métaux qui consiste à couler un métal liquide dans un moule pour reproduire, après refroidissement, une pièce donnée).
  • Les secteurs 2 comprennent à leur surface des éléments 3 d'attache. Ces éléments 3 d'attache comprennent notamment des bossages ou chapes pour la fixation d'axes, de brides, de bras, ou toute pièce mécanique de la turbomachine liée au carter 1. Les éléments 3 d'attache sont fabriqués lors de l'étape de fonderie.
  • Grâce au procédé de fonderie, les secteurs 2 sont fabriqués d'un seul tenant avec les éléments 3 d'attache à leur surface, ce qui évite des étapes de boulonnage et de rapport de pièces supplémentaires.
  • De manière classique, les secteurs 2 comprennent des nervures 7 servant de raidisseurs de la structure. Ces nervures 7 sont également fabriquées lors de l'étape de fonderie.
  • Après fabrication des secteurs 2 par fonderie, ceux-ci sont assemblés bout à bout de sorte à former un anneau 5 du carter 1.
  • L'assemblage des secteurs 2 peut par exemple s'effectuer par soudage. D'autres opérations d'assemblage sont possibles comme par exemple par boulonnage des secteurs 2 entre eux.
  • Selon une variante, l'assemblage comprend une opération de formage à chaud permettant d'améliorer la circularité de l'anneau 5 du carter 1.
  • Selon une variante de réalisation, une partie des secteurs 2 à assembler est fabriquée selon un procédé de fabrication différent, comme un laminage, notamment de type circulaire.
  • La fabrication des secteurs 2 peut comprendre l'obtention de bandeaux 8 d'assemblage aux extrémités des secteurs 2, par lesquels les secteurs 2 sont assemblés. Ces bandeaux 8 sont obtenus par intégration par fonderie ou par venue de matière avec les secteurs 2.
  • Ces bandeaux 8 d'assemblage sont fabriqués lors de l'étape de fonderie. Par conséquent, ceux-ci sont également d'un seul tenant avec les secteurs 2, et ne nécessitent pas de rapporter des pièces supplémentaires.
  • Ces bandeaux 8 d'assemblage, présents aux extrémités des secteurs 2 présentent une face externe 8a brute de fonderie nécessitant un usinage. Un usinage de la face externe 8a brute des bandeaux 8 (étape E2) est réalisé avant l'assemblage des secteurs.
  • Les bandeaux 8 permettent notamment de faciliter les opérations de soudage ou de boulonnage des secteurs 2 entre eux, et de réduire les variations d'épaisseur aux extrémités des secteurs 2.
  • Différentes formes de bandeaux 8 d'assemblage peuvent être utilisées. Une forme simple est celle d'un parallélépipède.
  • Selon un exemple de réalisation, les bandeaux 8 d'assemblage présentent une largeur L constante. La largeur est la dimension du bandeau 8 d'assemblage selon l'axe tangentiel à l'anneau 5 formée par les secteurs 2 (voir Figure 2).
  • Ce choix d'une largeur L constante permet une meilleure diffusion de l'énergie de soudage, ou une distribution suffisante de la matière pour des efforts de boulonnage uniformément répartis et l'usage de vis identiques.
  • La hauteur H des bandeaux 8 d'assemblage peut être constante ou variable.
  • Il est préférable que la hauteur H présente une variation dont l'amplitude est limitée (en particulier, les variations brusques, de type marches d'escalier, sont à proscrire), afin de faciliter le soudage des bandeaux 8 entre eux.
  • Selon un exemple de réalisation, la hauteur H présente un profil qui suit l'évolution du profil d'épaisseur des extrémités des secteurs 2.
  • Le profil de la hauteur H n'est pas strictement identique au profil des épaisseurs des extrémités des secteurs 2, afin de ne pas avoir de variations en forme de marches d'escalier, mais en suit la tendance.
  • Ceci est notamment visible en Figures 2 et 3, où l'on peut voir que le profil de la hauteur H présente des minimas et des maximas aux mêmes endroits que le profil de l'épaisseur des extrémités des secteurs 2.
  • Les secteurs 2 sont des secteurs angulaires, dont l'étendue angulaire varie selon différents critères comme le nombre souhaité de secteurs de l'anneau, le diamètre du carter à fabriquer, les tolérances de fabrication de l'opération de fonderie, et la position des éléments 3 d'attache sur les secteurs 2.
  • L'anneau 5 comprend au moins deux secteurs 2, mais peut également comprendre un nombre supérieur de secteurs 2 (par exemple, dans le cas d'un anneau de diamètre égal à 2m, une dizaine de secteurs de 600mm de corde environ).
  • L'étendue angulaire des secteurs 2 est choisie afin que les bandeaux 8 d'attache situés en leurs extrémités ne soient pas en contact avec les éléments 3 d'attache des secteurs 2.
  • En outre, il est souhaitable de disposer d'un maximum de secteurs 2 dont l'étendue angulaire est la même, afin de réduire le nombre de bruts différents nécessaires à leur fabrication, et donc les coûts de fabrication.
  • Après assemblage (étape E3) des secteurs 2 via leurs bandeaux 8 d'assemblage, les bandeaux 8 peuvent être, au moins partiellement, usinés (étape E4). Cet usinage permet de réduire l'épaisseur des bandeaux 8 au strict minimum, afin de réduire la masse du carter 1. Avantageusement, les bandeaux 8 sont supprimés par usinage (voir la Figure 5 où les bandeaux 8 ont été usinés après l'assemblage opéré à la Figure 4B).
  • En outre, les secteurs 2 sont usinés après leur assemblage de sorte à façonner des éléments 12 complémentaires de fixation à la surface des secteurs 2.
  • Ces éléments 12 complémentaires de fixation sont par exemple des éléments dont les tolérances de fabrication requises sont fines et ne peuvent être atteintes lors de l'étape de fonderie. Il s'agit par exemple d'ouvertures pratiquées dans les nervures 7 des secteurs 2.
  • Selon un mode de réalisation, les secteurs 2 sont en titane. Le titane est connu pour sa bonne tenue mécanique et sa bonne tenue au feu. Il devient possible de réduire significativement les épaisseurs de brides ou de corps.
  • Ce choix de matériau permet ainsi de réduire la masse du carter 1 par rapport à d'autres matériaux connus, comme l'aluminium, l'usage de ce dernier étant moins adapté compte tenu de ses moindres tenues mécanique et au feu.
  • En outre, la fabrication du carter 1 par l'intermédiaire d'un assemblage d'une pluralité de secteurs 2 issus d'un procédé de fonderie permet de réduire la matière nécessaire pour les bruts, notamment par rapport aux solutions mettant en oeuvre un usinage dans la masse d'un unique brut. En effet, le rapport entre la matière de la pièce finale et la matière du brut est nettement plus avantageux dans cette solution que dans un usinage dans la masse d'un unique brut.
  • Par conséquent, bien que le titane présente un coût supérieur à l'aluminium et présente des problèmes d'usinabilité, le coût engendré par le choix du titane comme matériau des bruts est faible, l'aluminium présentant d'autre part des problèmes de moulage lors des opérations de fonderie.
  • La fabrication des secteurs 2 par fonderie permet en outre d'intégrer les éléments 3 d'attache à la surface des secteurs 2 dès la fabrication des secteurs, ce qui évite des étapes ultérieures de rapport et de boulonnage de pièces supplémentaires. La masse et les coûts associés sont donc réduits.
  • Le préformage des secteurs 2 par fonderie permet en outre de réduire le nombre et la complexité des étapes d'usinage, ce qui réduit encore les coûts associés.
  • La solution s'applique à tout carter de turbomachine. Elle s'applique notamment au carter intermédiaire de la turbomachine, en aval du carter fan selon le sens d'écoulement du flux.
  • Elle s'applique avantageusement, mais non limitativement, aux carters de grande dimension, c'est-à-dire dont le diamètre est supérieur à 1,50 mètres.

Claims (8)

  1. Procédé de fabrication d'un carter (1) de turbomachine, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à :
    - fabriquer (E1) une pluralité de secteurs (2), au moins une partie des secteurs (2) étant fabriqués par fonderie et comprenant à leur surface des éléments (3) d'attache obtenus lors de l'étape de fonderie,
    des bandeaux (8) d'assemblage étant obtenus aux extrémités des secteurs (2) lors de l'étape de fabrication des secteurs (2) par fonderie, par lesquels les secteurs (2) peuvent être assemblés, et
    - assembler (E2) les secteurs (2) bout à bout de sorte à former un anneau (5) du carter (1).
  2. Procédé selon la revendication 1, comprenant l'étape (E2) consistant à usiner la face externe des bandeaux (2) d'assemblage avant l'assemblage des secteurs (2).
  3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, comprenant l'étape (E3) consistant à assembler les secteurs (2) par soudage ou par boulonnage.
  4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, comprenant l'étape (E4) consistant à, après l'assemblage des secteurs (2) :
    - usiner les secteurs (2), de sorte à façonner des éléments (12) complémentaires de fixation à la surface des secteurs (2), et/ou
    - usiner, au moins partiellement, les bandeaux (2) d'assemblage.
  5. Carter (1) de turbomachine, caractérisé en ce qu'il comprend un anneau (5) constitué d'un assemblage d'une pluralité de secteurs (2), au moins une partie des secteurs (2) étant fabriquée d'un seul tenant avec des éléments (3) d'attache à leur surface par un procédé de fonderie, les secteurs (2) comprenant des bandeaux (8) d'assemblage à leurs extrémités, par lesquels les secteurs (2) sont assemblés.
  6. Carter selon la revendication 5, dans lequel les secteurs (2) sont en titane.
  7. Carter selon l'une des revendications 5 ou 6, dans lequel :
    - les bandeaux (8) d'assemblage présentent une largeur (L) constante, et/ou
    - les bandeaux (8) d'assemblage présentent une hauteur (H) dont le profil suit l'évolution du profil d'épaisseur des extrémités des secteurs (2).
  8. Turbomachine comprenant une soufflante et un carter (1) selon l'une des revendications 5 à 7.
EP14755874.6A 2013-07-29 2014-07-25 Carter de turbomachine et procédé de fabrication Active EP3027854B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1357487A FR3008912B1 (fr) 2013-07-29 2013-07-29 Carter de turbomachine et procede de fabrication
PCT/FR2014/051935 WO2015015101A1 (fr) 2013-07-29 2014-07-25 Carter de turbomachine et procédé de fabrication

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP3027854A1 EP3027854A1 (fr) 2016-06-08
EP3027854B1 true EP3027854B1 (fr) 2017-09-27

Family

ID=49620082

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP14755874.6A Active EP3027854B1 (fr) 2013-07-29 2014-07-25 Carter de turbomachine et procédé de fabrication

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10337352B2 (fr)
EP (1) EP3027854B1 (fr)
JP (1) JP6080245B2 (fr)
CN (1) CN105431615B (fr)
BR (1) BR112016001910A2 (fr)
CA (1) CA2918702C (fr)
FR (1) FR3008912B1 (fr)
RU (1) RU2672237C2 (fr)
WO (1) WO2015015101A1 (fr)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3050670B1 (fr) * 2016-04-28 2018-11-23 Safran Aircraft Engines Virole et procede de fabrication d'un carter comprenant une virole
CN107829980B (zh) * 2016-09-16 2021-05-25 通用电气公司 沿周向变化厚度的复合风扇壳
CN107052723B (zh) * 2017-04-19 2019-12-10 陕西华通机电制造有限公司 一种发动机壳体的加工工艺
US10876429B2 (en) 2019-03-21 2020-12-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud segment assembly intersegment end gaps control
CN110497162B (zh) * 2019-09-23 2021-03-05 无锡航亚科技股份有限公司 一种航空发动机机匣的加工方法
FR3135749B1 (fr) * 2022-05-20 2024-05-03 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour un aeronef
FR3135748A1 (fr) * 2022-05-20 2023-11-24 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour un aeronef
FR3135746B1 (fr) * 2022-05-20 2024-04-12 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour un aeronef
FR3136009A1 (fr) * 2022-05-25 2023-12-01 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’un carter annulaire de turbomachine avec bossages

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1061675A (en) * 1911-12-18 1913-05-13 Gen Electric Diaphragm and nozzle construction for turbines.
US3303998A (en) * 1966-07-18 1967-02-14 Gen Electric Stator casing
US4208774A (en) * 1978-11-27 1980-06-24 United Technologies Corporation Process for welding flanges to a cylindrical engine casing having a plurality of spaced rails and ribs
US5516257A (en) * 1994-04-28 1996-05-14 United Technologies Corporation Aircraft fan containment structure restraint
US6439842B1 (en) * 2000-03-29 2002-08-27 General Electric Company Gas turbine engine stator case
JP3831265B2 (ja) * 2002-01-21 2006-10-11 本田技研工業株式会社 静翼構造体の製造方法
US6941633B2 (en) * 2003-08-28 2005-09-13 United Technologies Corporation Tooling provision for split cases
DE102006002121A1 (de) * 2005-02-23 2006-08-31 Alstom Technology Ltd. Trennflanschverschraubung für Turbinengehäuse mit eingegossenem Schaufelträger
FR2887931B1 (fr) * 2005-06-29 2007-08-17 Snecma Dispositif de support et de logement de servitudes dans un turboreacteur a double flux
US8950069B2 (en) * 2006-12-29 2015-02-10 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Integrated compressor vane casing
FR2925120B1 (fr) * 2007-12-18 2010-02-19 Snecma Extension de carter intermediaire pour turboreacteur d'aeronef, comprenant une rainure annulaire sectorisee de reception des capots de nacelle
FR2933130B1 (fr) * 2008-06-25 2012-02-24 Snecma Carter structural pour turbomachine
FR2935623B1 (fr) * 2008-09-05 2011-12-09 Snecma Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane
FR2938292B1 (fr) * 2008-11-07 2010-12-24 Snecma Bride annulaire de fixation d'un element de rotor ou de stator dans une turbomachine
EP2211023A1 (fr) * 2009-01-21 2010-07-28 Siemens Aktiengesellschaft Distributeur pour turbomachine avec structure support d'aubes directrices segmentée
US8142150B2 (en) * 2009-03-06 2012-03-27 General Electric Company Alignment device for gas turbine casings
US9114882B2 (en) * 2010-10-26 2015-08-25 United Technologies Corporation Fan case and mount ring snap fit assembly
US20120027581A1 (en) * 2010-08-02 2012-02-02 General Electric Company Reinforced concrete gas turbine outer case
FR2978495B1 (fr) * 2011-07-25 2013-08-02 Snecma Carter, notamment carter intermediaire, de turboreacteur
US8895887B2 (en) * 2011-08-05 2014-11-25 General Electric Company Resistance weld repairing of casing flange holes
US9951692B2 (en) * 2011-12-23 2018-04-24 Gkn Aerospace Sweden Ab Support structure for a gas turbine engine
US9127568B2 (en) * 2012-01-04 2015-09-08 General Electric Company Turbine casing
US9498850B2 (en) * 2012-03-27 2016-11-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Structural case for aircraft gas turbine engine

Non-Patent Citations (1)

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

Also Published As

Publication number Publication date
CN105431615A (zh) 2016-03-23
RU2672237C2 (ru) 2018-11-12
CN105431615B (zh) 2017-04-12
RU2016107008A (ru) 2017-08-30
FR3008912A1 (fr) 2015-01-30
JP2016532804A (ja) 2016-10-20
US20160169045A1 (en) 2016-06-16
WO2015015101A1 (fr) 2015-02-05
EP3027854A1 (fr) 2016-06-08
RU2016107008A3 (fr) 2018-05-11
JP6080245B2 (ja) 2017-02-15
BR112016001910A2 (pt) 2017-08-01
FR3008912B1 (fr) 2017-12-15
CA2918702A1 (fr) 2015-02-05
CA2918702C (fr) 2017-02-21
US10337352B2 (en) 2019-07-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3027854B1 (fr) Carter de turbomachine et procédé de fabrication
EP1481756B1 (fr) Procédé de fabrication d'une aube creuse pour turbomachine
CA2514106C (fr) Procede de fabrication de pieces constitutives d'une aube creuse par laminage
EP0428464B1 (fr) Cylindre pour un dispositif de coulée continue sur un ou entre deux cylindres
FR3035753A1 (fr) Structure de cylindre stratifie destinee a servir dans un generateur electrique du type a stator
FR2928282A1 (fr) Procede de fabrication de plaques de metal, seul ou en alliage homogene, par centrifugation
FR2901497A1 (fr) Procede de fabrication d'un disque de rotor de turbomachine
FR2870909A1 (fr) Transmission variable en continu du type a courroie
EP2141371A2 (fr) Vilebrequin creux en deux parties et son procédé de fabrication
WO2015110749A1 (fr) Carter de turbomachine à virole sans empochements et à chapes renforcées par des raidisseurs
FR2961282A1 (fr) Disque de frein a ventilation interne
EP1481755B1 (fr) Procédé de fabrication d'une aube creuse pour turbomachine
EP0195474A2 (fr) Palier à douille bridée et procédé pour sa fabrication
WO2018055253A1 (fr) Manchon et arbre de machine electrique
FR2943317A1 (fr) Procede de fabrication d'une levre d'entree d'air pour nacelle d'aeronef
FR3063920A1 (fr) Tuyauterie specifique pour moteur d'aeronef et procede de fabrication associe
FR3038856A1 (fr)
FR2802984A1 (fr) Pompe a vide
EP3264940B1 (fr) Glissière pour des systèmes de réglage coulissants
FR3088374A1 (fr) Guignol pour turbomachine
FR2992585A1 (fr) Procede de fabrication d'une roue, roue obtenue par un tel procede et vehicule comportant une telle roue
BE1026460B1 (fr) Carter structural pour turbomachine axiale
FR3118945A1 (fr) Mât de drainage à compacité réduite pour une nacelle de turbomachine d’aéronef
EP2191924B1 (fr) Lame de scie circulaire
FR2857888A1 (fr) Procede de fabrication d'un element de couplage, en particulier d'une fourche pour joints de cardan, et element de couplage ainsi obtenu

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: 20160218

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

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

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20170418

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

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: REF

Ref document number: 932164

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20171015

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: FRENCH

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 602014015127

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: TRGR

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

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: 20171227

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: 20170927

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: 20170927

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: 20170927

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20170927

REG Reference to a national code

Ref country code: LT

Ref legal event code: MG4D

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MK05

Ref document number: 932164

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20170927

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

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: 20170927

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: 20171227

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: 20170927

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: 20171228

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: 20170927

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 FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20170927

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: 20170927

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: 20170927

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

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: 20170927

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: 20170927

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: 20180127

Ref country code: AT

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: 20170927

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: 20170927

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PFA

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Free format text: FORMER OWNER: SNECMA, FR

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 5

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 602014015127

Country of ref document: DE

RAP2 Party data changed (patent owner data changed or rights of a patent transferred)

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

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

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: 20170927

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

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: 20170927

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

Ref country code: IT

Payment date: 20180620

Year of fee payment: 5

26N No opposition filed

Effective date: 20180628

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: 20170927

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

Ref country code: SE

Payment date: 20180627

Year of fee payment: 5

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

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: 20170927

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

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: 20170927

Ref country code: LU

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

Effective date: 20180725

REG Reference to a national code

Ref country code: BE

Ref legal event code: MM

Effective date: 20180731

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: IE

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

Effective date: 20180725

Ref country code: LI

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

Effective date: 20180731

Ref country code: CH

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

Effective date: 20180731

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: 20180731

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: EUG

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: 20170927

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

Ref country code: SE

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

Effective date: 20190726

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

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: 20170927

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 NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20170927

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: 20140725

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: 20170927

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: 20170927

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 NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20190725

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

Ref country code: FR

Payment date: 20230621

Year of fee payment: 10

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

Ref country code: GB

Payment date: 20230620

Year of fee payment: 10

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

Ref country code: DE

Payment date: 20230620

Year of fee payment: 10