EP3921577A1 - Tubular combustion chamber system and gas turbine unit having a tubular combustion chamber system of this type - Google Patents

Tubular combustion chamber system and gas turbine unit having a tubular combustion chamber system of this type

Info

Publication number
EP3921577A1
EP3921577A1 EP20711063.6A EP20711063A EP3921577A1 EP 3921577 A1 EP3921577 A1 EP 3921577A1 EP 20711063 A EP20711063 A EP 20711063A EP 3921577 A1 EP3921577 A1 EP 3921577A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
turbine
chamber system
tubular combustion
lining
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP20711063.6A
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP3921577B1 (en
Inventor
Matthias Gralki
Claus Krusch
Daniel Schmidt
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.)
Siemens Energy Global GmbH and Co KG
Original Assignee
Siemens 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 Siemens AG filed Critical Siemens AG
Publication of EP3921577A1 publication Critical patent/EP3921577A1/en
Application granted granted Critical
Publication of EP3921577B1 publication Critical patent/EP3921577B1/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

The invention relates to a tubular combustion chamber system (1) for a gas turbine unit (3), comprising a plurality of annularly arranged transition lines (4), which are designed to be connected at the upstream ends thereof to respective burners (10) and to conduct hot gas produced by the burners (10) to a turbine (2), characterized in that the tubular combustion chamber system (1) has a hot gas distributor (5), which is designed to be connected to the turbine (2) and defines a ring channel (6), which is open to the turbine (2) and into which the downstream ends of the transition lines (4) lead. The invention further relates to a gas turbine unit (3), comprising a plurality of annularly arranged burners, a turbine (2) and a tubular combustion chamber system (1) according to the invention, which connects the burners to the turbine (2).

Description

Rohrbrennkammersystem und Gasturbinenanlage mit einem solchen Tube combustion chamber system and gas turbine system with one
Rohrbrennkammersystem Tubular combustion chamber system
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Rohrbrennkammersystem für eine Gasturbinenanlage mit mehreren ringförmig angeordne ten Übergangsleitungen, die dazu ausgelegt sind, mit ihren stromaufwärts angeordneten Enden jeweils an einen Brenner an geschlossen zu werden und durch die Brenner erzeugtes Heißgas zu einer Turbine zu leiten. Ferner betrifft die vorliegende Erfindung eine Gasturbinenanlage mit mehreren ringförmig an geordneten Brennern, einer Turbine und einem Rohrbrennkammer system der zuvor beschriebenen Art, das die Brenner mit der Turbine verbindet. The present invention relates to a tubular combustion chamber system for a gas turbine system with a plurality of ring-shaped arranged th transition lines, which are designed to be connected with their upstream ends to a burner and to direct hot gas generated by the burner to a turbine. Furthermore, the present invention relates to a gas turbine system with several annularly arranged burners, a turbine and a tubular combustion chamber system of the type described above, which connects the burner to the turbine.
Rohrbrennkammersysteme der eingangs genannten Art werden in Gasturbinenanlagen dazu eingesetzt, Heißgas von den Brennern zum Turbineneintritt zu leiten. Hierzu umfassen sie als Rohr leitungen ausgebildete Übergangsleitungen, die in Fachkreisen auch als „Transitions" bezeichnet werden. Die Übergangslei tungen sind während des Betriebs der Gasturbinenanlage ther misch hoch beansprucht. Entsprechend sind sie aus hochtempe raturbeständigen Materialen hergestellt. Üblicherweise sind sie aus dünnwandigen Nickelbasiswerkstoffen mit innenliegen den Kühlkanälen und einem inneren Schichtsystem zur Wärmedäm mung (TBC + MCrAlY) gefertigt. Im Bereich der Schnittstelle zum Turbineneintritt sind Dichtungssysteme vorgesehen, um die Leckage von verdichteter Luft in das Verbrennungssystem zu reduzieren und Relativbewegungen zwischen dem Rohrbrennkam mersystem und der Turbine sowie zwischen den einzelnen Über gangsleitungen zu erlauben. Aufgrund der Ausführung der Dich tungssysteme und der mechanischen Freiheitsgrade der Schnitt stelle zwischen den Übergangsleitungen und der Turbine unter liegen zum einen die seitlichen Dichtungen einem starken Ab rasionsverschleiß. Zum anderen verschleißen auch die Über gangsleitungen und deren inneres Schichtsystem aufgrund der hohen thermischen Belastung vornehmlich im Austrittsbereich infolge Schichtalterung und Dichtnutverschleiß. Hinzu kommt, dass die Anströmung der Turbine aufgrund des umfänglich nicht kontinuierlichen Einströmquerschnitts an der Schnittstelle zwischen den Übergangsleitungen und der Turbine systembedingt nicht gleichmäßig erfolgt. Die ungleichmäßige Anströmung in folge der Abschattung durch die seitlichen Wände und Dichtun gen des Austrittsbereichs der Übergangsleitungen bewirkt hochfrequente Temperatur- und Geschwindigkeitsänderungen mit negativen Auswirkungen auf die Lebensdauer der Turbinenschau feln . Tube combustion chamber systems of the type mentioned at the beginning are used in gas turbine systems to convey hot gas from the burners to the turbine inlet. For this purpose, they comprise transition lines designed as pipelines, which are also referred to as "transitions" in specialist circles. The transition lines are thermally highly stressed during operation of the gas turbine system. Accordingly, they are made of high-temperature-resistant materials internal cooling channels and an internal layer system for thermal insulation (TBC + MCrAlY). Sealing systems are provided in the area of the interface to the turbine inlet to reduce the leakage of compressed air into the combustion system and to reduce relative movements between the tubular combustion chamber system and the turbine as well as between the Due to the design of the sealing systems and the mechanical degree of freedom of the interface between the transition lines and the turbine, on the one hand the side seals are subject to severe abrasion wear. On the other hand, the transition lines and their inner layer system also wear out due to the high thermal load, primarily in the exit area as a result of layer aging and sealing groove wear. Come in addition, that the flow to the turbine is not uniform due to the circumferentially discontinuous inflow cross-section at the interface between the transition lines and the turbine. The uneven flow as a result of the shading through the side walls and seals of the exit area of the transition lines causes high-frequency temperature and speed changes with negative effects on the service life of the turbine blades.
Die Lebensdauer der Übergangsleitungen wird durch das The service life of the transition lines is determined by the
Schichtsystem und die Dichtungen zur Turbine begrenzt. Die Fertigung der innenliegenden Kühlkanäle erfolgt durch Fügen mehrerer Bleche und ist entsprechend mit sehr hohem Aufwand verbunden. Eine additive Fertigung scheidet bislang aufgrund der Größen- bzw. Volumengrenzen verfügbarer 3D-Drucker aus.Layer system and the seals to the turbine limited. The internal cooling channels are manufactured by joining several metal sheets and are accordingly very costly. Additive manufacturing has so far been ruled out due to the size and volume limits of available 3D printers.
Im Rahmen der Wiederaufbereitung ist es regelmäßig erforder lich, insbesondere den Austrittsbereich der Übergangsleitun gen abzutrennen und zu erneuern. Die Wiederaufbereitung um fasst ferner das Entschichten des kompletten Schichtsystems und das Wiederbeschichten. Die Kosten dieser aufwändigen Auf bereitung liegen damit nahe an den Neuteilkosten. As part of reprocessing, it is regularly necessary, in particular, to separate and replace the exit area of the transition lines. The reconditioning also includes the stripping of the entire layer system and the recoating. The costs of this complex reprocessing are therefore close to the costs of new parts.
Die Lebenszykluskosten neuer oder bestehender Gasturbinenan lagen werden vorrangig durch die Lebensdauern und Wartungsin tervalle der Heißgaskomponenten bestimmt. Bezüglich des Ver brennungssystems werden für neue Gasturbinenanlagen erheblich längere Wartungsintervalle bei gleichzeitig erhöhter thermi scher Beanspruchung gefordert. Im Ergebnis sind konstruktive Lösungen gefragt, welche die Schwachstellen aktueller Designs beseitigen oder zumindest deutlich verbessern. The life cycle costs of new or existing gas turbine systems are primarily determined by the service life and maintenance intervals of the hot gas components. With regard to the combustion system, considerably longer maintenance intervals are required for new gas turbine systems while at the same time increasing thermal stress. As a result, constructive solutions are required that eliminate or at least significantly improve the weak points of current designs.
Ausgehend von diesem Stand der Technik besteht eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung darin, ein Rohrbrennkammersystem der eingangs genannten Art mit verbessertem Design zu schaf fen . Zur Lösung dieser Aufgabe schafft die vorliegende Erfindung ein Rohrbrennkammersystem der eingangs genannten Art, das dadurch gekennzeichnet ist, dass dieses einen zum Anschließen an die Turbine ausgelegten Heißgasverteiler aufweist, der ei nen zur Turbine offenen Ringkanal definiert, in den die stromabwärts angeordneten Enden der Übergansleitungen münden. Ein solcher zusätzlicher Heißgasverteiler zwischen den Über gangsleitungen und dem Turbineneintritt führt zu einer sehr gleichmäßigen Anströmung der Turbine, wodurch hochfrequente Temperatur- und Geschwindigkeitsänderungen deutlich reduziert werden. Dies wirkt sich sehr positiv auf die Lebensdauer der Turbinenschaufeln aus. Based on this prior art, an object of the present invention is to create a tubular combustion chamber system of the type mentioned at the outset with an improved design. To solve this problem, the present invention creates a tubular combustion chamber system of the type mentioned, which is characterized in that it has a hot gas distributor designed for connection to the turbine, which defines an annular channel open to the turbine, into which the downstream ends of the transition lines open . Such an additional hot gas distributor between the transition lines and the turbine inlet leads to a very uniform flow to the turbine, which significantly reduces high-frequency temperature and speed changes. This has a very positive effect on the service life of the turbine blades.
Gemäß einer Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung sind die Übergangsleitungen und der Heißgasverteiler aus Metall herge stellt und innen mit einer feuerfesten Auskleidung versehen, insbesondere mit einer keramischen Auskleidung. Dank einer solchen Auskleidung wird die thermische Beanspruchung der me tallischen Komponenten, also des Heißgasverteilers und der Übergangsleitungen, signifikant reduziert. Die damit verbun denen geringeren Dehnungsunterschiede im Bereich der Dichtun gen zur Turbine und der Dichtungen zwischen den Übergangslei tungen führen zu einem geringeren Verschleiß in diesem Be reich und ermöglichen solidere Fügekonzepte zwischen dem Rohrbrennkammersystem und der Turbine. Darüber hinaus zieht die feuerfeste Auskleidung geringere Hochtemperaturanforde rungen an die Werkstoffe der metallischen Komponenten nach sich, wodurch Kosten eingespart werden können. Zudem können die Übergangsleitungen dank der Auskleidung ohne inneres Schichtsystem ausgeführt werden, wodurch der Aufwand für die Instandsetzung und die Wiederaufbereitung deutlich reduziert wird, da ein Entschichten und ein Wiederbeschichten der Über gangsleitungen entfällt. Durch den Einsatz einer feuerfesten Auskleidung verringert sich ferner der Kühlbedarf der metal lischen Komponenten des Rohrbrennkammersystems. Im Vergleich zu Rohrbrennkammersystemen ohne keramische Auskleidung kann der Kühlluftbedarf nach derzeitigen Berechnungen um bis zu 50% gesenkt werden, was eine Erhöhung der Leistung der Gas turbinenanlage nach sich zieht. According to one embodiment of the present invention, the transition lines and the hot gas distributor are made of metal and are provided on the inside with a refractory lining, in particular with a ceramic lining. Thanks to such a lining, the thermal stress on the metallic components, i.e. the hot gas distributor and the transition lines, is significantly reduced. The associated lower expansion differences in the area of the seals to the turbine and the seals between the transition lines lead to less wear in this area and enable more solid joining concepts between the tubular combustion chamber system and the turbine. In addition, the refractory lining entails lower high temperature requirements for the materials of the metallic components, which can save costs. In addition, thanks to the lining, the transition lines can be designed without an internal layer system, which significantly reduces the effort required for repair and reconditioning, as there is no need to decoat and recoat the transition lines. The use of a refractory lining also reduces the cooling requirement for the metallic components of the tubular combustion chamber system. Compared to tubular combustion chamber systems without ceramic lining, the cooling air requirement can, according to current calculations, be up to 50%, which leads to an increase in the performance of the gas turbine system.
Bevorzugt verjüngt sich der Querschnitt jeder Übergangslei tung in Stromabwärtsrichtung konisch, wobei die feuerfeste Auskleidung der Übergangsleitung zumindest einen ringförmigen Auskleidungsabschnitt mit sich in Stromabwärtsrichtung ko nisch verjüngendem Außendurchmesser aufweist, der mit radia ler und axialer Vorspannung an der Übergangsleitung gehalten ist. Dank einer solchen Vorspannung, die beispielsweise durch die Positionierung von Feder- und/oder Dämpfungselementen zwischen der feuerfesten Auskleidung und der entsprechenden Übergangsleitung realisiert werden kann, werden Wärmedeh nungsunterschiede zwischen den metallischen Übergangsleitun gen und deren keramischer Auskleidung kompensiert. Insbeson dere wird die keramische Auskleidung unter allen Betriebsbe dingungen kraftbegrenzt fixiert. Preferably, the cross section of each transition line tapers conically in the downstream direction, the refractory lining of the transition line having at least one annular lining section with a conically tapering outside diameter in the downstream direction, which is held on the transition line with radial and axial bias. Thanks to such a bias, which can be realized for example by positioning spring and / or damping elements between the refractory lining and the corresponding transition line, differences in thermal expansion between the metallic transition lines and their ceramic lining are compensated. In particular, the ceramic lining is fixed to a limited extent under all operating conditions.
Der zumindest eine ringförmige Auskleidungsabschnitt kann ge mäß einer Variante der vorliegenden Erfindung durch ein ein ziges Auskleidungselement gebildet sein, also durch ein ring förmiges Auskleidungselement mit konischer Außenfläche. According to a variant of the present invention, the at least one annular lining section can be formed by a single lining element, that is to say by an annular lining element with a conical outer surface.
Gemäß einer zweiten Variante ist es auch möglich, den zumin dest einen ringförmigen Auskleidungsabschnitt durch mehrere ringsegmentförmige Auskleidungselemente auszubilden, die in Umfangsrichtung gegeneinander verspannt sind. According to a second variant, it is also possible to form the at least one ring-shaped lining section by several ring-segment-shaped lining elements which are braced against one another in the circumferential direction.
Die feuerfeste Auskleidung des Heißgasverteilers weist vor teilhaft eine Vielzahl von Auskleidungselementen auf, die un ter radialer Vorspannung an den radial innen und außen ange ordneten Flächen des Heißgasverteilers befestigt sind. Der Einbau der Auskleidungselemente des Heißgasverteilers sollte möglichst mit geringen Spalten zwischen den einzelnen Aus kleidungselementen erfolgen, um den Kühlluftbedarf zu redu zieren, was durch die radiale Vorspannung ermöglicht wird. Die Übergangsleitungen und der Heißgasverteiler sind bevor zugt aus einem hochwarmfesten Metall-Werkstoff hergestellt, insbesondere aus einem dünnwandigen hochwarmfesten Werkstoff nach Art eines Bleches. Die Vermeidung von Nickel-Basis- Werkstoffen stellt einen wesentlichen Vorteil des beschriebe nen Systems dar. The refractory lining of the hot gas distributor has in front of geous a variety of lining elements that are attached to the radially inside and outside surfaces of the hot gas distributor un ter radial bias. The installation of the lining elements of the hot gas distributor should be carried out with as little gaps as possible between the individual lining elements in order to reduce the cooling air requirement, which is made possible by the radial bias. The transition lines and the hot gas distributor are preferably made of a highly heat-resistant metal material, in particular from a thin-walled, highly heat-resistant material in the manner of a sheet metal. The avoidance of nickel-based materials is a major advantage of the system described.
Vorteilhaft ist/sind die Außenumfangsseite und/oder die In nenumfangsseite des Heißgasverteilers mit einem Befestigungs flansch versehen, der zur Befestigung an der Turbine ausge legt ist. Auf diese Weise wird ein sehr einfacher Aufbau er zielt. The outer circumferential side and / or the inner circumferential side of the hot gas distributor is / are advantageously provided with a fastening flange which is laid out for fastening to the turbine. In this way, a very simple structure is achieved.
Ferner schafft die vorliegende Erfindung eine Gasturbinenan lage mit mehreren ringförmig angeordneten Brennern, einer Turbine und einem erfindungsgemäßen Rohrbrennkammersystem, das die Brenner mit der Turbine verbindet. Furthermore, the present invention creates a gas turbine plant with several annularly arranged burners, a turbine and a tubular combustion chamber system according to the invention, which connects the burner to the turbine.
Weitere Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung wer den anhand der nachfolgenden Beschreibung eines Rohrbrennkam mersystems gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Er findung unter Bezugnahme auf die beiliegende Zeichnung deut lich. Darin ist Further features and advantages of the present invention who based on the following description of a Rohrbrennkam mersystems according to an embodiment of the present invention He clearly with reference to the accompanying drawings. In it is
Figur 1 eine teilweise geschnittene perspektivischeFigure 1 is a partially sectioned perspective
Teilansicht eines Rohrbrennkammersystems gemäß einer Ausfüh rungsform der vorliegenden Erfindung, das an eine Turbine ei ner Gasturbinenanlage angeschlossen ist; und Partial view of a tubular combustion chamber system according to an Ausfüh approximately form of the present invention, which is connected to a turbine egg ner gas turbine plant; and
Figur 2 eine perspektivische Ansicht der in Figur 1 dargestellten Anordnung betrachtet in Richtung des Pfeils II in Figur 1. FIG. 2 shows a perspective view of the arrangement shown in FIG. 1, viewed in the direction of arrow II in FIG.
Die Figuren zeigen ein Rohrbrennkammersystem 1 gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, das an eine Tur bine 2 einer Gasturbinenanlage 3 angeschlossen ist. Das Rohr brennkammersystem 1 umfasst mehrere ringförmig angeordnete Übergangsleitungen 4, die dazu ausgelegt sind, mit ihren stromaufwärts angeordneten Enden jeweils an einen Brenner 10 angeschlossen zu werden und durch die Brenner 10 erzeugtes Heißgas zu der Turbine 2 zu leiten, wobei in Figur 1 bei spielhaft nur ein einzelner Brenner 10 dargestellt ist. Fer ner umfasst das Rohrbrennkammersystem 1 einen zum Anschließen an die Turbine 2 ausgelegten Heißgasverteiler 5, der einen zur Turbine 2 offenen Ringkanal 6 definiert, in den die stromabwärts angeordneten Enden der Übergangsleitungen 4 mün den. Die Übergangsleitungen 4 ebenso wie der Heißgasverteiler 5 sind aus Metall hergestellt, beispielsweise aus einer hoch warmfesten Metall-Legierung. Sie umfassen jeweils eine feuer feste Auskleidung 7, die bevorzugt aus einem keramischen Werkstoff hergestellt ist. Die Übergangsleitungen 4 weisen jeweils einen Querschnitt auf, der sich in Stromabwärtsrich tung konisch verjüngt. Die feuerfeste Auskleidung 7 der Über gangsleitungen 4 umfasst jeweils mehrere ringförmige Ausklei dungsabschnitte mit sich in Stromabwärtsrichtung konisch ver jüngendem Außendurchmesser, die vorliegend durch ringförmige Auskleidungselemente 7a gebildet werden. Alternativ ist es grundsätzlich aber auch möglich, die ringförmige Ausklei dungsabschnitte jeweils durch mehrere ringsegmentförmige Aus kleidungselemente zu bilden. Die Auskleidungselemente 7a ei ner Übergangsleitung 4 sind ausgehend vom stromaufwärts ange ordneten Ende der Übergangsleitung 4 axial in die Übergangs leitung 4 eingeschoben, wobei zwischen den Auskleidungsele menten 7a und der Innenwandung der Übergangsleitung 4 nicht näher dargestellte Feder- und/oder Dämpfungselemente entlang des Umfangs positioniert werden, die an am Außenumfang der Auskleidungselemente 7a oder an der Innenwandung der Über gangsleitung 4 formschlüssig geführt sind. Aufgrund der koni schen Ausbildung der Übergangsleitung 4 sowie der Ausklei dungselemente 7a erfolgt ein radiales sowie axiales Verspan nen der Auskleidungselemente 7a derart, dass diese mit radia ler und axialer Vorspannung an der Übergangsleitung 4 gehal ten werden. Die Spannung wird vorliegend durch ein ringförmi ges Druckelement 8 aufrechterhalten, das am stromaufwärtigen Ende in die Übergangsleitung 4 eingeschoben, gegen die Stirn fläche des benachbart angeordneten Auskleidungselementes 7a gedrückt und dann unter Erzeugung der gewünschte Andrückkraft an der Übergangsleitung 4 befestigt wird. Die Befestigung kann beispielsweise mittels Schrauben erfolgen. Die feuerfes te Auskleidung 7 des Heißgasverteilers 5 wird über eine Viel zahl von Auskleidungselementen 7b realisiert, die vorteilhaft ebenfalls unter radialer Vorspannung an den radial innen und außen angeordneten Flächen des Heißgasverteilers 5 befestigt sind. Zur Fixierung des Rohrbrennkammersystems 1 an der Tur bine 2 sind die Außenumfangsseite und die Innenumfangsseite des Heißgasverteilers 5 am zur Turbine 2 weisenden freien En de des Heißgasverteilers 5 mit Befestigungsflanschen 9 verse hen, die zur Befestigung an der Turbine 2 mittels Schrauben ausgelegt sind. The figures show a tubular combustion chamber system 1 according to an embodiment of the present invention, which is connected to a turbine 2 of a gas turbine system 3. The tubular combustion chamber system 1 comprises a plurality of annularly arranged transition lines 4, which are designed with their upstream ends each to be connected to a burner 10 and to conduct hot gas generated by the burner 10 to the turbine 2, with only a single burner 10 being shown in FIG. Furthermore, the tubular combustion chamber system 1 comprises a hot gas distributor 5 designed to be connected to the turbine 2 and defining an annular channel 6 open to the turbine 2 into which the downstream ends of the transition lines 4 open. The transition lines 4 as well as the hot gas distributor 5 are made of metal, for example of a high-temperature metal alloy. They each include a refractory lining 7, which is preferably made of a ceramic material. The transition lines 4 each have a cross section which tapers conically in the downstream direction. The refractory lining 7 of the transition lines 4 each comprises a plurality of ring-shaped lining sections with conically ver younger outer diameter in the downstream direction, which are formed in the present case by annular lining elements 7a. Alternatively, it is in principle also possible to form the ring-shaped lining sections by several ring-segment-shaped lining elements. The lining elements 7a of a transition line 4 are pushed axially into the transition line 4, starting from the upstream end of the transition line 4, with spring and / or damping elements (not shown in detail) positioned along the circumference between the lining elements 7a and the inner wall of the transition line 4 which are guided in a form-fitting manner on the outer circumference of the lining elements 7a or on the inner wall of the transition line 4. Due to the conical design of the transition line 4 and the lining elements 7a, the lining elements 7a are radially and axially braced in such a way that they are held on the transition line 4 with radial and axial bias. The tension is maintained in the present case by an annular pressure element 8, which is inserted at the upstream end into the transition line 4, against the face of the adjacent lining element 7a is pressed and then attached to the transition line 4 while generating the desired pressing force. It can be attached, for example, by means of screws. The fireproof lining 7 of the hot gas distributor 5 is realized via a large number of lining elements 7b, which are advantageously also attached to the radially inside and outside surfaces of the hot gas distributor 5 under radial prestress. To fix the tubular combustion chamber system 1 to the turbine 2, the outer peripheral side and the inner peripheral side of the hot gas distributor 5 on the free end of the hot gas distributor 5 facing the turbine 2 are provided with fastening flanges 9, which are designed for fastening to the turbine 2 by means of screws.
Die zuvor beschriebene Anordnung ist dahingehend von Vorteil, dass Dank des zusätzlichen Heißgasverteilers 5 des erfin dungsgemäßen Rohrbrennkammersystems 1 eine sehr gleichmäßige Heißgasanströmung der Turbine 2 erzielt wird, wodurch hoch frequente Temperatur- und Geschwindigkeitsänderungen deutlich reduziert werden. Dies wirkt sich sehr positiv auf die Le bensdauer der Turbinenschaufeln aus. The arrangement described above is advantageous in that, thanks to the additional hot gas distributor 5 of the tubular combustion chamber system 1 according to the invention, a very uniform flow of hot gas to the turbine 2 is achieved, whereby high-frequency temperature and speed changes are significantly reduced. This has a very positive effect on the service life of the turbine blades.
Weitere Vorteile gehen mit der feuerfesten Auskleidung 7 der Übergangsleitungen 4 und des Heißgasverteilers 5 einher. Dank dieser Auskleidung wird die thermische Beanspruchung der me tallischen Komponenten, also der Übergangsleitungen 4 und des Heißgasverteilers 5 signifikant reduziert. Die damit verbun denen geringeren Dehnungsunterschiede im Bereich der Dichtun gen zur Turbine 2 und der Dichtungen zwischen den Übergangs leitungen 4 führen zu einem geringeren Verschleiß in diesem Bereich und ermöglichen solidere Fügekonzepte zwischen dem Rohrbrennkammersystem 1 und der Turbine 2. Darüber hinaus zieht die feuerfeste Auskleidung 7 geringere Hochtemperatur anforderungen an die Werkstoffe der metallischen Komponenten 4 und 5 nach sich, wodurch Kosten eingespart werden können. Zudem können die Übergangsleitungen 4 dank der Auskleidung 7 ohne inneres Schichtsystem ausgeführt werden, wodurch der Aufwand für die Instandsetzung und die Wiederaufbereitung deutlich reduziert wird, da ein Entschichten und ein Wieder beschichten der Übergangsleitungen 4 entfällt. Durch den Ein satz einer feuerfesten Auskleidung 7 verringert sich ferner der Kühlbedarf der metallischen Komponenten 4 und 5 des Rohr- brennkammersystems 1. Im Vergleich zu Rohrbrennkammersystemen ohne keramische Auskleidung kann der Kühlluftbedarf nach der zeitigen Berechnungen um bis zu 50% gesenkt werden, was eine Erhöhung der Leistung der Gasturbinenanlage 3 nach sich zieht . Further advantages are associated with the refractory lining 7 of the transition lines 4 and the hot gas distributor 5. Thanks to this lining, the thermal stress on the me-metallic components, ie the transition lines 4 and the hot gas distributor 5, is significantly reduced. The associated lower expansion differences in the area of the seals to the turbine 2 and the seals between the transition lines 4 lead to less wear in this area and enable more solid joining concepts between the tubular combustion chamber system 1 and the turbine 2. In addition, the refractory lining 7 pulls lower high temperature requirements for the materials of the metallic components 4 and 5, which means that costs can be saved. In addition, thanks to the lining 7, the transition lines 4 can be implemented without an inner layer system, which reduces the effort for repair and reprocessing is significantly reduced, since a stripping and recoating of the transition lines 4 is not necessary. The use of a refractory lining 7 also reduces the cooling requirement of the metallic components 4 and 5 of the tubular combustion chamber system 1. Compared to tubular combustion chamber systems without ceramic lining, the cooling air requirement can be reduced by up to 50% according to the calculations made earlier, which is an increase the performance of the gas turbine system 3 entails.
Obwohl die Erfindung im Detail durch das bevorzugte Ausfüh rungsbeispiel näher illustriert und beschrieben wurde, so ist die Erfindung nicht durch die offenbarten Beispiele einge schränkt und andere Variationen können vom Fachmann hieraus abgeleitet werden, ohne den Schutzumfang der Erfindung zu verlassen . Although the invention has been illustrated and described in more detail by the preferred exemplary embodiment, the invention is not restricted by the examples disclosed and other variations can be derived therefrom by the person skilled in the art without departing from the scope of the invention.

Claims

Patentansprüche Claims
1. Rohrbrennkammersystem (1) für eine Gasturbinenanlage (3) mit mehreren ringförmig angeordneten Übergangsleitungen (4), die dazu ausgelegt sind, mit ihren stromaufwärts angeordneten Enden jeweils an einen Brenner (10) angeschlossen zu werden und durch die Brenner (10) erzeugtes Heißgas zu einer Turbine (2) zu leiten, 1. Tube combustion chamber system (1) for a gas turbine system (3) with a plurality of annularly arranged transition lines (4) which are designed to be connected with their upstream ends to a burner (10) and hot gas generated by the burner (10) to lead to a turbine (2),
dadurch gekennzeichnet, dass characterized in that
das Rohrbrennkammersystem (1) einen zum Anschließen an die Turbine (2) ausgelegten Heißgasverteiler (5) aufweist, der einen zur Turbine (2) offenen Ringkanal (6) definiert, in den die stromabwärts angeordneten Enden der Übergangsleitungen (4) münden. the tubular combustion chamber system (1) has a hot gas distributor (5) designed to be connected to the turbine (2) and defining an annular channel (6) open to the turbine (2) into which the downstream ends of the transition lines (4) open.
2. Rohrbrennkammersystem (1) nach Anspruch 1, 2. tubular combustion chamber system (1) according to claim 1,
dadurch gekennzeichnet, dass characterized in that
die Übergangsleitungen (4) und der Heißgasverteiler (5) aus Metall hergestellt und innen mit einer feuerfesten Ausklei dung (7) versehen sind, insbesondere mit einer keramischen Auskleidung . the transition lines (4) and the hot gas distributor (5) made of metal and provided with a refractory lining (7) on the inside, in particular with a ceramic lining.
3. Rohrbrennkammersystem (1) nach Anspruch 2, 3. tubular combustion chamber system (1) according to claim 2,
dadurch gekennzeichnet, dass characterized in that
sich der Querschnitt jeder Übergangsleitung (4) in Stromab- wärtsrichtung konisch verjüngt, und dass die feuerfeste Aus kleidung (7) der Übergangsleitung zumindest einen ringförmi gen Auskleidungsabschnitt mit sich in Stromabwärtsrichtung konisch verjüngendem Außendurchmesser aufweist, der mit radi aler und axialer Vorspannung an der Übergangsleitung (4) ge halten ist. the cross-section of each transition line (4) tapers conically in the downstream direction, and that the refractory lining (7) of the transition line has at least one ring-shaped lining section with an outer diameter that tapers conically in the downstream direction, with radial and axial prestressing on the transition line (4) is kept.
4. Rohrbrennkammersystem (1) nach Anspruch 3, 4. tubular combustion chamber system (1) according to claim 3,
dadurch gekennzeichnet, dass characterized in that
der zumindest eine ringförmige Auskleidungsabschnitt durch ein einzelnes Auskleidungselement (7a) gebildet ist. the at least one annular lining section is formed by a single lining element (7a).
5. Rohrbrennkammersystem (1) nach Anspruch 3, 5. tubular combustion chamber system (1) according to claim 3,
dadurch gekennzeichnet, dass characterized in that
der zumindest eine ringförmige Auskleidungsabschnitt durch mehrere ringsegmentförmige Auskleidungselemente gebildet ist, die in Umfangsrichtung gegeneinander verspannt sind. the at least one ring-shaped lining section is formed by a plurality of ring-segment-shaped lining elements which are braced against one another in the circumferential direction.
6. Rohrbrennklammersystem (1) nach einem der Ansprüche 2 bis6. tubular combustion clip system (1) according to any one of claims 2 to
5, 5,
dadurch gekennzeichnet, dass characterized in that
die feuerfeste Auskleidung (7) des Heißgasverteilers (5) eine Vielzahl von Auskleidungselementen (7b) aufweist, die unter radialer Vorspannung an den radial innen und außen angeordne ten Flächen des Heißgasverteilers (5) befestigt sind. the refractory lining (7) of the hot gas distributor (5) has a plurality of lining elements (7b) which are attached under radial prestress to the radially inwardly and outwardly arranged surfaces of the hot gas distributor (5).
7. Rohrbrennkammersystem (1) nach einem der Ansprüche 2 bis7. tubular combustion chamber system (1) according to any one of claims 2 to
6, 6,
dadurch gekennzeichnet, dass characterized in that
die Übergangsleitungen (4) und der Heißgasverteiler (5) aus einem hochwarmfesten Metall-Werkstoff hergestellt sind, ins besondere aus einem dünnwandigen hochwarmfesten Metall- Werkstoff nach Art eines Bleches. the transition lines (4) and the hot gas distributor (5) are made from a highly heat-resistant metal material, in particular from a thin-walled, highly heat-resistant metal material in the manner of a sheet metal.
8. Rohrbrennkammersystem (1) nach einem der Ansprüche 2 bis8. tubular combustion chamber system (1) according to any one of claims 2 to
7, 7,
dadurch gekennzeichnet, dass characterized in that
die Außenumfangsseite und/oder die Innenumfangsseite desthe outer peripheral side and / or the inner peripheral side of the
Heißgasverteilers (5) mit einem Befestigungsflansch (9) ver sehen ist/sind, der zur Befestigung an der Turbine (2) ausge legt ist. Hot gas distributor (5) with a mounting flange (9) is / are ver, which is laid out for mounting on the turbine (2).
9. Gasturbinenanlage (3) mit mehreren ringförmig angeordneten Brennern (10), einer Turbine (2) und einem Rohrbrennkammer system (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, das die Brenner (10) mit der Turbine (2) verbindet. 9. Gas turbine system (3) with several annularly arranged burners (10), a turbine (2) and a tubular combustion chamber system (1) according to one of the preceding claims, which connects the burner (10) with the turbine (2).
EP20711063.6A 2019-04-01 2020-03-03 Tubular combustion chamber system and gas turbine unit having a tubular combustion chamber system of this type Active EP3921577B1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102019204544.8A DE102019204544A1 (en) 2019-04-01 2019-04-01 Tube combustion chamber system and gas turbine system with such a tube combustion chamber system
PCT/EP2020/055501 WO2020200609A1 (en) 2019-04-01 2020-03-03 Tubular combustion chamber system and gas turbine unit having a tubular combustion chamber system of this type

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP3921577A1 true EP3921577A1 (en) 2021-12-15
EP3921577B1 EP3921577B1 (en) 2023-07-05

Family

ID=69810788

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP20711063.6A Active EP3921577B1 (en) 2019-04-01 2020-03-03 Tubular combustion chamber system and gas turbine unit having a tubular combustion chamber system of this type

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11852344B2 (en)
EP (1) EP3921577B1 (en)
DE (1) DE102019204544A1 (en)
WO (1) WO2020200609A1 (en)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102019204544A1 (en) * 2019-04-01 2020-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Tube combustion chamber system and gas turbine system with such a tube combustion chamber system

Family Cites Families (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB626044A (en) * 1945-06-21 1949-07-08 Bristol Aeroplane Co Ltd Improvements in or relating to gas turbine power plants
US3981142A (en) * 1974-04-01 1976-09-21 General Motors Corporation Ceramic combustion liner
US4373326A (en) * 1980-10-22 1983-02-15 General Motors Corporation Ceramic duct system for turbine engine
DE3823510A1 (en) * 1988-07-12 1990-01-18 Kernforschungsanlage Juelich CERAMIC LINING FOR A COMBUSTION CHAMBER
GB2300909B (en) * 1995-05-18 1998-09-30 Europ Gas Turbines Ltd A gas turbine gas duct arrangement
JP3478531B2 (en) * 2000-04-21 2003-12-15 川崎重工業株式会社 Gas turbine ceramic component support structure
US6508052B1 (en) * 2001-08-01 2003-01-21 Rolls-Royce Corporation Particle separator
EP1528343A1 (en) * 2003-10-27 2005-05-04 Siemens Aktiengesellschaft Refractory tile with reinforcing members embedded therein, as liner for gas turbine combustion chamber
US7096668B2 (en) * 2003-12-22 2006-08-29 Martling Vincent C Cooling and sealing design for a gas turbine combustion system
EP1741980A1 (en) * 2005-07-04 2007-01-10 Siemens Aktiengesellschaft Ceramic element with hot gas resistant surface and manufacturing method
US7908867B2 (en) * 2007-09-14 2011-03-22 Siemens Energy, Inc. Wavy CMC wall hybrid ceramic apparatus
US9127565B2 (en) 2008-04-16 2015-09-08 Siemens Energy, Inc. Apparatus comprising a CMC-comprising body and compliant porous element preloaded within an outer metal shell
US8230688B2 (en) * 2008-09-29 2012-07-31 Siemens Energy, Inc. Modular transvane assembly
US8402764B1 (en) * 2009-09-21 2013-03-26 Florida Turbine Technologies, Inc. Transition duct with spiral cooling channels
EP2309099B1 (en) * 2009-09-30 2015-04-29 Siemens Aktiengesellschaft Transition duct
US9291063B2 (en) * 2012-02-29 2016-03-22 Siemens Energy, Inc. Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine
US20130239585A1 (en) * 2012-03-14 2013-09-19 Jay A. Morrison Tangential flow duct with full annular exit component
US9534497B2 (en) * 2012-05-02 2017-01-03 Honeywell International Inc. Inter-turbine ducts with variable area ratios
US9249678B2 (en) * 2012-06-27 2016-02-02 General Electric Company Transition duct for a gas turbine
RU2561956C2 (en) * 2012-07-09 2015-09-10 Альстом Текнолоджи Лтд Gas-turbine combustion system
US9309774B2 (en) 2014-01-15 2016-04-12 Siemens Energy, Inc. Assembly for directing combustion gas
WO2015199693A1 (en) * 2014-06-26 2015-12-30 Siemens Energy, Inc. Converging flow joint insert system at an intersection between adjacent transition duct bodljs
US9702258B2 (en) * 2014-07-01 2017-07-11 Siemens Energy, Inc. Adjustable transition support and method of using the same
US10024180B2 (en) * 2014-11-20 2018-07-17 Siemens Energy, Inc. Transition duct arrangement in a gas turbine engine
US11906079B2 (en) * 2015-04-16 2024-02-20 Krzysztof Jan Wajnikonis Telescopically assembled mechanical connector
US9618207B1 (en) 2016-01-21 2017-04-11 Siemens Energy, Inc. Transition duct system with metal liners for delivering hot-temperature gases in a combustion turbine engine
US9650904B1 (en) * 2016-01-21 2017-05-16 Siemens Energy, Inc. Transition duct system with straight ceramic liner for delivering hot-temperature gases in a combustion turbine engine
US10227883B2 (en) * 2016-03-24 2019-03-12 General Electric Company Transition duct assembly
US10260424B2 (en) * 2016-03-24 2019-04-16 General Electric Company Transition duct assembly with late injection features
US20170284675A1 (en) * 2016-03-30 2017-10-05 Siemens Energy, Inc. Injector assembly and ducting arrangement including such injector assemblies in a combustion system for a gas turbine engine
US10837644B2 (en) * 2016-09-28 2020-11-17 General Electric Company Tool kit and method for decoupling cross-fire tube assemblies in gas turbine engines
EP3301374A1 (en) * 2016-09-29 2018-04-04 Siemens Aktiengesellschaft A pilot burner assembly with pilot-air supply
US20180106155A1 (en) * 2016-10-13 2018-04-19 Siemens Energy, Inc. Transition duct formed of a plurality of segments
US20180340687A1 (en) * 2017-05-24 2018-11-29 Siemens Aktiengesellschaft Refractory ceramic component for a gas turbine engine
EP3486431B1 (en) * 2017-11-15 2023-01-04 Ansaldo Energia Switzerland AG Hot gas path component for a gas turbine engine and a gas turbine engine comprising the same
EP3499125A1 (en) 2017-12-12 2019-06-19 Siemens Aktiengesellschaft Pipe combustion chamber with ceramic cladding
WO2020086069A1 (en) * 2018-10-24 2020-04-30 Siemens Energy, Inc. Transition duct system with non-metallic thermally-insulating liners supported with splittable metallic shell structures for delivering hot-temperature gasses in a combustion turbine engine
JP7149807B2 (en) * 2018-11-01 2022-10-07 三菱重工業株式会社 gas turbine combustor
GB201902693D0 (en) * 2019-02-28 2019-04-17 Rolls Royce Plc Combustion liner and gas turbine engine comprising a combustion liner
DE102019204544A1 (en) * 2019-04-01 2020-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Tube combustion chamber system and gas turbine system with such a tube combustion chamber system
US11215367B2 (en) * 2019-10-03 2022-01-04 Raytheon Technologies Corporation Mounting a ceramic component to a non-ceramic component in a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
DE102019204544A1 (en) 2020-10-01
WO2020200609A1 (en) 2020-10-08
US20220186928A1 (en) 2022-06-16
EP3921577B1 (en) 2023-07-05
US11852344B2 (en) 2023-12-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2395214B1 (en) Exhaust Housing for a gas turbine and method for producing the same
EP2881552B1 (en) Aircraft gas turbine having a core engine housing with cooling air tubes
EP2470834B1 (en) Burner, in particular for gas turbines
WO2009030197A1 (en) Multilayer shielding ring for a flight driving mechanism
EP2093487B1 (en) Arrangement with an annular gas turbine combustion chamber with a ceramic flame tube for an engine
DE102013007443A1 (en) Burner seal for gas turbine combustor head and heat shield
DE102010037844A1 (en) Fuel nozzle seal spacer and method for its installation
CH705838A1 (en) Exhaust frame for a gas turbine and gas turbine with an exhaust housing.
EP2054587B1 (en) Turbine housing
EP3159505B1 (en) Intermediate casing for a gas turbine
WO2020200609A1 (en) Tubular combustion chamber system and gas turbine unit having a tubular combustion chamber system of this type
EP3399144A1 (en) Jet engine comprising a cooling device
EP2409086B1 (en) Burner assembly for a gas turbine
EP3921576B1 (en) Resonator, method for producing such a resonator, and combustor arrangement equipped with such a resonator
EP2725203B1 (en) Cool air guide in a housing structure of a fluid flow engine
EP3034944A1 (en) Gas turbine combustor with altered wall thickness
EP2271876B1 (en) Burner arrangement for liquid fuels and method for producing a burner arrangement
EP2449310B1 (en) Burner, especially for gas turbines
EP2085575A1 (en) Combination of a brush seal with piston ring for large seal gaps
EP1422479B1 (en) Chamber for the combustion of a fluid combustible mixture
DE102015218677A1 (en) Burner arrangement with resonator
EP3008293B1 (en) Inner housing hub for a gas turbine
EP2295861A1 (en) Burner, especially for gas turbines
DE102013106063A1 (en) Adjustable guide vane for turbine of turbocharger, has carrier ring that is formed from material with low expansion coefficient and high thermal conductivity to reduce first gap
EP4058729A1 (en) Ceramic resonator for combustion chamber systems and combustion chamber system

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

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

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20210910

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

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
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

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: GRANT OF PATENT IS INTENDED

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20230131

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE PATENT HAS BEEN GRANTED

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: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: REF

Ref document number: 1585159

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20230715

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 502020004039

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: GERMAN

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

Owner name: SIEMENS ENERGY GLOBAL GMBH & CO. KG

REG Reference to a national code

Ref country code: LT

Ref legal event code: MG9D

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20230705

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: 20230705

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

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: 20231006

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: 20230705

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

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: 20231105

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

Effective date: 20230705

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: 20230705

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: 20231106

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: 20231005

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: 20230705

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: 20230705

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: 20231105

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: 20230705

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: 20231006

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: 20230705

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: 20230705

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: 20230705

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: 732E

Free format text: REGISTERED BETWEEN 20240215 AND 20240221

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

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: 20230705

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: 20230705

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: 20230705

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: 20230705

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: 20230705

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: 20230705