JPS63173802A - 回転子組立体 - Google Patents

回転子組立体

Info

Publication number
JPS63173802A
JPS63173802A JP62336822A JP33682287A JPS63173802A JP S63173802 A JPS63173802 A JP S63173802A JP 62336822 A JP62336822 A JP 62336822A JP 33682287 A JP33682287 A JP 33682287A JP S63173802 A JPS63173802 A JP S63173802A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
rotor disk
disk
rotor
vane
disc
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
JP62336822A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2807884B2 (ja
Inventor
ジェリー・ダグラス・ウォルター
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.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
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 United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPS63173802A publication Critical patent/JPS63173802A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP2807884B2 publication Critical patent/JP2807884B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は軸流回転機に係り、更に詳細にはエンジン等の
内部の羽根支持用円盤への羽根の取付けに係る。
この着想はガス・タービン・エンジンのファンと圧縮機
部とに於て使用されるべく開発されたが、ガス・タービ
ン・エンジン及び他の同様な機械に於ける広範な適用性
をも有する。
従来の技術 ガス・タービン・エンジン等の軸流回転機の主要な要素
は、回転組立体即ち回転子と、固定組立体即ち固定子と
である。流れを方向づける回転子の羽根は、媒質ガスを
固定子の傍へと進行させるため、流路を横切って外側へ
と延在する。流れを方向づける固定子の羽根は、媒質ガ
スから回転子の傍へと流路を横切って内側へ向けて延在
する。
典型的構造に於ては回転子の羽根は、当該羽根と前記羽
根支持用円盤とに形成される連結構造により、該羽根支
持用円盤に取付けられる。
現代のガス・タービン中エンジンの圧縮機部に於ける最
も典型的な連結構造は、回転子の円盤を横断して軸方向
に延在する溝と、前記円盤の溝に噛み合うよう前記の溝
に対応する形状を有しており且各々の羽根の基部から内
側へと延在する単一の突起とを含む。かかる連結構造は
、ジェット・エンジンの設計者と製造者とにより永年に
亘り世界中で使用され、誠に良い結果を得てきた。
こうした設計の有効性と立証された成功にも拘らず、ガ
ス・タービン工業に携わる科学者及び技術者は、尚一層
改良された取付は構造を求め続けている。
発明の概要 本発明によれば、ガスータービン中エンジンの回転子の
一つの段落の羽根の各々は、その段落の羽根支持用円盤
の複数の対応する数の溝に前記円盤の前面から後面まで
に亘り噛み合うように形成された複数の羽根脚部突起を
有する。
本発明の主たる特色は、羽根が、前記支持用円盤との多
数の接続点を有することである。羽根の各々は、該羽根
の基部に沿って配置された複数の脚部突起を有する。羽
根支持用回転子の外面を囲んで延在する溝は、羽根の脚
部突起と噛み合わされる。同一寸法の羽根を保持する場
合には、単一の溝を使用した設計の溝の深さに比し、溝
の深さが減少する。
本発明による多数の脚部取付は点の使用は、比較的重い
羽根を保持するに特に好適である。円盤と羽根との組立
体の全重量は、環状無効部分に於ける円盤材料の量の減
少によって減少する。溝の深さの減少は、一定量の円盤
材料の荷重負担能力を最大にする。一方の各脚部突起の
曲げモーメントは反対側の脚部突起の対応するモーメン
トと対向しているので、円盤と羽根との双方に於て応力
分布が改善される。一つの実施例に於ては、螺旋状の取
付は溝が羽根の組立てを容易にする。
他の特色と利点とは、明細書と特許請求の範囲と本発明
の実施例を図示した添付図面とから明白となるであろう
。
実施例 第１図に示されている如く、ガス・タービン・エンジン
の回転子組立体の一つの段落１０は、主として、羽根支
持用円盤１４から外側へ放射状に延在する複数の羽根１
２により成り立っている。
前記の円盤は、前面１６と後面１８とを有する。
提示された図は圧縮機に適用された場合の代表例である
が、この創案はタービンの設計にも同様にして適用可能
である。
更に詳細には、第２図に示されている如く、羽根１２の
各々は翼部２０とプラットホーム部２２と脚部２４とを
有する。本発明に従って形成された羽根の脚部には、プ
ラットホーム部の下方に延在する複数の脚部突起２６を
含む。図示された脚部突起は、鳩尾形に形成されている
。各突起は、羽根支持用円盤１４内に対応する形状に形
成された溝２８に噛み合う。図示された突起と溝とは、
かかるエンジンの圧縮機に一般的に使用される「鳩尾」
型の形状を有する。その他の形状の溝も本発明の創案と
共に使用されて良く、タービンの組立てには殊に「樅の
木」型の形状が一層好適であることが知られている。
図示の如く溝は円盤の軸に沿った螺旋模様に従っている
ので、羽根が図示された取付は位置へと円盤に沿って移
動するとき追加された突起が次々と隣りの溝に噛み合う
ようにして、各羽根が円盤上に嵌め込まれることを可能
にする。円盤の前面１６の上流側抑え板３０と円盤後面
１８の下流側抑え板３２とは、これらの抑え板がひとた
び取付けられたならば円盤に対する羽根の軸方向移動を
阻止するようにして組立てを完成させる。
第３図は円盤１４外面の展開図であり、描かれた実施例
の溝２８の螺旋のピッチを図示する。図示された実施例
の溝には、三十度（３０°）の前進角即ち横風角Ａが使
用されている。本発明の創案が適用される構造物の構造
如何に依っては、一層大きな前進角若しくは小さめの前
進角が使用されてよい。各々の羽根の互いに対応する脚
部突起は、プラットホーム部の下方且羽根の翼弦線Ｃに
沿った各羽根の同一位置に配置されている。各羽根の脚
部突起が等しいことは有意義な利点を有しており、即ち
、羽根の各々は単一の部品番号のもとに同一形状に製造
されてよい。
羽根の円盤への取付は点を多数使用する上述の取付は設
計は、比較的長い翼弦長を有する低アスペクト比の翼に
使用するに特に好適である。羽根の翼弦に沿う多数の取
付は箇所は、エンジンの運転中に発生する羽根の遠心性
荷重の配分を円盤の材料に対し平均化する。
本発明の創案による円盤と羽根とのシステムの設計に於
ける二つの特色が、重量の大幅な減少を可能にする。こ
の双方、即ち材料のフープ応力向上と円盤材料の所要量
減少とが、円盤の環状無効部分の体積減少をもたらす。
この環状無効部分とは、円盤の、羽根脚部の為の溝の底
部より上の部分である。その領域の材料は、溝を跨いで
円周方向に連続しては居らず、それ故、円盤にフープ応
力を持たせるには無力である。溝の深さの減少は、環状
無効材料の半径方向高さを減じ、円周方向に連続する材
料の量を増大させる。この様にして、等しい直径を有す
る円盤の耐荷重性が増強される。
溝の深さは、各羽根の突起数に反比例する適切な量に減
少させられてよい。
その上、円盤の溝の半径方向位置を内側へ移動させるこ
とにより、円盤材料の量は一層減少し得る。かかる設計
に於ては、媒質の実効流路の直径を同一に維持するため
羽根の突起の長さは必要に応じて延長されるけれども、
それによる羽根の重量増加とこの重い羽根を引き止める
に必要とされる円盤の幅の増大とは、付随する円盤重量
の減少により相殺して尚余り有る。羽根が重くなること
により必要となる円盤の重量増加は幅の増加に対し線形
変化であるに対して、円盤直径の減少により可能となる
円盤重量の減少は円盤の半径の二乗によって減少させら
れる。
これまでの研究によると本発明の創案の最も効果的な実
施は、翼の翼弦線に対しできるだけ直角に近い横風角を
有する円盤の溝の設計を含むことが明らかとなった。第
３図を参照。見られる如く、このことは、多数の溝が可
能な限りの最大多数の脚部突起と各羽根の下にて交差す
る結果をもたらす。歯の曲げ荷重を担うべき円盤材料の
非力等の実用上の制約が、横風角を三十度（３０’）以
下の水準の値に制限するかも知れない。
大きな横風角に於ては、円盤の曲率への配慮を要する。
もしも溝が希望通りの横風角にて縁を横切って真っすぐ
に機械加工されるならば、羽根が幅の広い円盤に取付け
られることは出来ないであろう。この問題は、ガス−タ
ービン−エンジンの圧縮機の圧力の低い最初の段落に於
て通常必要とされる短くてずんぐりした円盤に於て殊に
深刻である。かかる実施に於ける円盤の曲率は、溝と突
起とを図面に描かれた如き螺旋状に形成することにより
克服される。
本発明は、ここに図示され且記述された特定的実施例に
限られるものではなく、特許請求の範囲により定義され
るこの新規な創案の趣旨と範鴫とから離脱することなく
多様な変形と修正とをなされて良いことが理解されるべ
きである。
【図面の簡単な説明】
第１図は、ガス・タービン・エンジンの回転子組立体の
一部分の単純化された正面図である。 第２図は、第１図の２−２線に沿って描かれた単純化さ
れた断面図であり、羽根支持用円盤の多数の取付は点を
有する羽根を示している。 第３図は、羽根を取付けられた羽根支持用円盤の外周の
展開図である。 １０・・・回転子組立体の一つの段落、１２・・・羽根
。 １４・・・羽根支持用円盤１１６・・・前面、１８・・
・後面。 ２０・・・翼部、２２・・・プラットホーム部、２４・
・・脚部、２６・・・脚部突起、２８・・・溝、３０・
・・上流側抑え板、３２・・・下流側抑え板、Ａ・・・
前進角即ち横風角、Ｃ・・・羽根の翼弦線 特許出願人　　ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション

Claims (4)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）回転子円盤の外面を横切って前記回転子円盤の前
    面から後面へと延在する螺旋状に形成された複数の互い
    に平行な溝を有する前記回転子円盤と、前記回転子円盤
    の対応する数の前記溝に噛み合う複数の脚部突起を各々
    が有する複数の回転羽根とを含む回転子組立体。
  2. （２）回転子円盤の外面を横切って前記回転子円盤の前
    面から後面へと延在する螺旋状に形成された複数の互い
    に平行な溝を有する前記回転子円盤と、前記回転子円盤
    の対応する数の前記溝に噛み合う複数の脚部突起を各々
    が有する複数の回転羽根とを含むガス・タービン・エン
    ジンの圧縮機回転子組立体。
  3. （３）回転子円盤の外面を横切って前記回転子円盤の前
    面から後面へと延在する螺旋状に形成された複数の互い
    に平行な溝を有する前記回転子円盤と、前記回転子円盤
    の対応する数の前記溝に噛み合う複数の脚部突起を各々
    が有する複数の回転羽根とを含むガス・タービン・エン
    ジンのタービン回転子組立体。
  4. （４）各々が翼弦線を有し前記翼弦線に沿って配置され
    た複数の脚部突起を各々有する複数の回転羽根と、対応
    する数の前記脚部突起に噛み合うため前記羽根の前記翼
    弦線に対し理想的には直角に延在する複数の互いに平行
    な溝を有する回転子円盤とを含む回転子組立体。
JP62336822A 1986-12-29 1987-12-29 回転子組立体 Expired - Fee Related JP2807884B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/947,348 US4767274A (en) 1986-12-29 1986-12-29 Multiple lug blade to disk attachment
US947,348 1986-12-29

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS63173802A true JPS63173802A (ja) 1988-07-18
JP2807884B2 JP2807884B2 (ja) 1998-10-08

Family

ID=25486002

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP62336822A Expired - Fee Related JP2807884B2 (ja) 1986-12-29 1987-12-29 回転子組立体

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4767274A (ja)
EP (1) EP0274978B1 (ja)
JP (1) JP2807884B2 (ja)
CA (1) CA1283365C (ja)
DE (1) DE3762645D1 (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04224203A (ja) * 1990-03-29 1992-08-13 General Electric Co <Ge> ガスタービン用ブレード付きディスク
JP2005343450A (ja) * 2004-05-31 2005-12-15 Campagnolo Spa 解除可能な自転車部品係止装置および当該装置のための締め付け部材

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2237846B (en) * 1989-11-09 1993-12-15 Rolls Royce Plc Rim parasitic weight reduction
US5073087A (en) * 1990-04-13 1991-12-17 Westinghouse Electric Corp. Generator blower rotor structure
US5267834A (en) * 1992-12-30 1993-12-07 General Electric Company Bucket for the last stage of a steam turbine
US5310318A (en) * 1993-07-21 1994-05-10 General Electric Company Asymmetric axial dovetail and rotor disk
US5443367A (en) * 1994-02-22 1995-08-22 United Technologies Corporation Hollow fan blade dovetail
US5688108A (en) * 1995-08-01 1997-11-18 Allison Engine Company, Inc. High temperature rotor blade attachment
FR2758364B1 (fr) * 1997-01-16 1999-02-12 Snecma Disque aubage a aubes tripodes
DE10113609C1 (de) * 2001-03-20 2002-03-21 Voith Siemens Hydro Power Turbinenrotor, insbesondere für Aufwindturbinen
FR2856728B1 (fr) * 2003-06-27 2005-10-28 Snecma Moteurs Aube de compresseur de turboreacteur
GB0408497D0 (en) * 2004-04-16 2004-05-19 Rolls Royce Plc Turbine blisk
US7261518B2 (en) * 2005-03-24 2007-08-28 Siemens Demag Delaval Turbomachinery, Inc. Locking arrangement for radial entry turbine blades
JP2007231868A (ja) * 2006-03-02 2007-09-13 Hitachi Ltd 蒸気タービン動翼およびそれを用いた蒸気タービン並びに蒸気タービン発電プラント
FR2903138B1 (fr) * 2006-06-28 2017-10-06 Snecma Aube mobile et disque de rotor de turbomachine, et dispositif d'attache d'une telle aube sur un tel disque
US8000942B2 (en) * 2008-05-14 2011-08-16 United Technologies Corporation Broach tool design methodology and systems
US8137067B2 (en) * 2008-11-05 2012-03-20 General Electric Company Turbine with interrupted purge flow
US9410439B2 (en) * 2012-09-14 2016-08-09 United Technologies Corporation CMC blade attachment shim relief
WO2014046735A1 (en) 2012-09-20 2014-03-27 United Technologies Corporation Fan blade tall dovetail for individually bladed rotors
KR102013256B1 (ko) * 2017-11-23 2019-10-21 두산중공업 주식회사 스팀터빈
US11608750B2 (en) * 2021-01-12 2023-03-21 Raytheon Technologies Corporation Airfoil attachment for turbine rotor

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5576405U (ja) * 1978-11-14 1980-05-26
JPS5726209A (en) * 1980-07-25 1982-02-12 Hitachi Ltd Turbine rotary blade dovetail
JPS57158901U (ja) * 1981-03-31 1982-10-06

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB595643A (en) * 1945-04-23 1947-12-11 Alan Arnold Griffith Improvements in or relating to fans, axial compressors and the like
FR528031A (fr) * 1919-12-24 1921-11-05 Marcel De Coninck Système d'aube pour turbines
US1500787A (en) * 1922-09-20 1924-07-08 Gen Electric Turbine rotor
US1720729A (en) * 1928-03-29 1929-07-16 Westinghouse Electric & Mfg Co Blade fastening
NL65041C (ja) * 1946-06-07
US2639119A (en) * 1947-11-14 1953-05-19 Lockheed Aircraft Corp Rotor blade attachment means and method
US2635848A (en) * 1948-10-28 1953-04-21 Packard Motor Car Co Rotor for gas turbines
US2625366A (en) * 1948-11-18 1953-01-13 Packard Motor Car Co Turbine rotor construction
GB706618A (en) * 1950-06-22 1954-03-31 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in or relating to rotors for turbines and similarly bladed fluid flow machines
US2751189A (en) * 1950-09-08 1956-06-19 United Aircraft Corp Blade fastening means
US2790620A (en) * 1952-07-09 1957-04-30 Gen Electric Multiple finger dovetail attachment for turbine bucket
GB740757A (en) * 1952-10-27 1955-11-16 Power Jets Res & Dev Ltd Blades for compressors, turbines and like fluid flow machines
DE1049872B (ja) * 1953-06-04 1954-02-05
US3014695A (en) * 1960-02-03 1961-12-26 Gen Electric Turbine bucket retaining means
US3746468A (en) * 1971-10-05 1973-07-17 Westinghouse Electric Corp Device for attaching turbine blades to a rotor
FR2375440A1 (fr) * 1976-12-23 1978-07-21 Europ Turb Vapeur Rotor de turbine axiale
GB2003994A (en) * 1977-08-18 1979-03-21 Rolls Royce Turbomachine rotor blade
GB2008203A (en) * 1977-11-16 1979-05-31 Rolls Royce Rotor Blade Fixing
JPS5584804A (en) * 1978-12-20 1980-06-26 Hitachi Ltd Structure for fixing rotor blade
JPS5925089B2 (ja) * 1980-07-25 1984-06-14 株式会社日立製作所 タ−ビン動翼ダブテイル
JPS57210104A (en) * 1981-06-17 1982-12-23 Hitachi Ltd Device for securing moving vane of turbine
US4483054A (en) * 1982-11-12 1984-11-20 United Technologies Corporation Method for making a drum rotor
JPS59226202A (ja) * 1983-06-06 1984-12-19 Toshiba Corp タ−ビン動翼
GB2162588B (en) * 1984-07-30 1988-11-09 Gen Electric Gas turbine bladed disk assembly

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5576405U (ja) * 1978-11-14 1980-05-26
JPS5726209A (en) * 1980-07-25 1982-02-12 Hitachi Ltd Turbine rotary blade dovetail
JPS57158901U (ja) * 1981-03-31 1982-10-06

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04224203A (ja) * 1990-03-29 1992-08-13 General Electric Co <Ge> ガスタービン用ブレード付きディスク
JP2005343450A (ja) * 2004-05-31 2005-12-15 Campagnolo Spa 解除可能な自転車部品係止装置および当該装置のための締め付け部材
US8864405B2 (en) 2004-05-31 2014-10-21 Campagnolo S.R.L. Releasably locking device for a bicycle component, in particular for a wheel, and clamping element for the same

Also Published As

Publication number Publication date
EP0274978B1 (en) 1990-05-09
US4767274A (en) 1988-08-30
EP0274978A1 (en) 1988-07-20
JP2807884B2 (ja) 1998-10-08
DE3762645D1 (de) 1990-06-13
CA1283365C (en) 1991-04-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS63173802A (ja) 回転子組立体
JP6219939B2 (ja) フラッタリング防止手段を備えたガスタービンのための翼列
US5562404A (en) Vaned passage hub treatment for cantilever stator vanes
US4595340A (en) Gas turbine bladed disk assembly
US6837679B2 (en) Gas turbine engine
JP3968234B2 (ja) ターボ機械用の流れ案内要素の列
US8777558B2 (en) Casing for a moving-blade wheel of turbomachine
JP5300874B2 (ja) 非軸対称プラットフォームならびに外輪上の陥没および突起を備えるブレード
KR101790421B1 (ko) 터보머신들의 인접한 블레이드 요소들의 흐름장들의 결합을 가하는 구조들 및 방법들, 그리고 그들을 포함하는 터보머신들
US4655682A (en) Compressor stator assembly having a composite inner diameter shroud
US6234747B1 (en) Rub resistant compressor stage
JP5461439B2 (ja) 非軸対称プラットフォームを有するブレード
US6439851B1 (en) Reduced stress rotor blade and disk assembly
US5052890A (en) Device for damping vibrations in turbomachinery blades
US20170009781A1 (en) Turbomachine component or collection of components and associated turbomachine
JPS59134301A (ja) ピン固定根元部分を有する羽根組体
US2916257A (en) Damping turbine buckets
JPH0874502A (ja) タービンブレード
JPS58158302A (ja) ロータ組立体
JPS61142304A (ja) 羽根台部のシール
JP5427398B2 (ja) ターボ機械のセクタ化されたノズル
US4460315A (en) Turbomachine rotor assembly
JP2001234704A (ja) ブレードの取付け
US20150267545A1 (en) Blisk with low stresses at blade root, preferably for an aircraft turbine engine fan
JPH0222239B2 (ja)

Legal Events

Date Code Title Description
R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees