RU2217597C1 - Газотурбинный двигатель - Google Patents
Газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2217597C1 RU2217597C1 RU2002132026/06A RU2002132026A RU2217597C1 RU 2217597 C1 RU2217597 C1 RU 2217597C1 RU 2002132026/06 A RU2002132026/06 A RU 2002132026/06A RU 2002132026 A RU2002132026 A RU 2002132026A RU 2217597 C1 RU2217597 C1 RU 2217597C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- cavity
- turbine
- blades
- air
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания, компрессор, соединенный посредством вала с охлаждаемой турбиной, думисную полость компрессора, расположенную между последней ступенью компрессора, первой ступенью турбины, камерой сгорания и валом, соединяющим компрессор с турбиной, и отделенную от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением. Лабиринтное уплотнение снабжено размещенными соответственно на роторе и статоре компрессора по меньшей мере одним прямым зубом и ответной ему полкой, а также по меньшей мере двумя обратными зубьями с двумя размещенными на статоре компрессора посредством глухих стенок ответными полками, образующими между собой промежуточную воздушную полость. Турбина включает по меньшей мере две ступени с размещенными между ними лопатками соплового аппарата и междисковую полость. Лопатки соплового аппарата выполнены с перегородкой, разделяющей их внутреннюю полость на переднюю и заднюю полости. Выход питающего воздуховода, сообщающего внутреннюю полость лопаток соплового аппарата с думисной полостью, размещен на входе в переднюю полость лопаток соплового аппарата. Выход из этой передней полости сообщен с внутренним воздушным коллектором, образованным внутренними полками лопаток соплового аппарата и размещенной на них обечайкой, и сообщенным, в свою очередь, с газовоздушным трактом турбины. Задняя полость лопаток соплового аппарата сообщена с междисковой полостью турбины. Изобретение позволяет повысить надежность работы двигателя и его ресурс при сохранении экономичности. 5 з. п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к схемам газотурбинных двигателей.
Известен газотурбинный двигатель (ГТД), содержащий камеру сгорания, компрессор, соединенный посредством вала с турбиной, и думисную полость компрессора, образованную последней ступенью компрессора, первой ступенью турбины, камерой сгорания и валом, соединяющим компрессор с турбиной, и отделенную от проточной части лабиринтным уплотнением, снабженным размещенными на роторе компрессора по меньшей мере одним прямым и одним обратным зубьями и размещенными на статоре компрессора ответными этим зубьям полками (1).
В известном устройстве наличие в лабиринтном уплотнении обратного зуба обеспечивает стабильность давления в думисной полости компрессора на неустановившихся режимах работы двигателя и совместно с передней полостью турбины, сообщенной с газовоздушным трактом, обеспечивает стабильность осевой нагрузки на подшипник ротора.
Однако в большинстве случаев воздух из думисной полости компрессора целесообразно использовать для нужд двигателя, в частности для охлаждения элементов турбины (сопловых лопаток, наддува междисковых полостей, полок лопаток и т.д.).
Наиболее близким к заявленному решению является газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания, компрессор, соединенный посредством вала с охлаждаемой турбиной, включающей по меньшей мере две ступени с размещенными между ними лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, думисную полость компрессора, расположенную между последней ступенью компрессора, первой ступенью турбины, камерой сгорания и валом, соединяющим компрессор с турбиной, и отделенную от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, снабженным размещенными соответственно на роторе и статоре компрессора по меньшей мере одним прямым зубом и ответной ему полкой, и питающий воздуховод, сообщающий думисную полость компрессора с внутренней полостью лопаток соплового аппарата (2).
В этой конструкции потребные уровни давлений для подачи воздуха в тракт охлаждения сопловых лопаток и междисковую полость существенно отличаются друг от друга. В частности, тракт охлаждения сопловых лопаток сообщен с газовоздушным трактом турбины на выходе из соплового аппарата, а междисковая полость сообщена с газовоздушным трактом перед и после соплового аппарата.
Однако уровень давления в думисной полости компрессора определяется уровнем давления перед сопловым аппаратом последующей ступени турбины, а оно всегда выше давления за сопловым аппаратом. Это приводит к повышению уровня осевой нагрузки компрессора, которую необходимо парировать повышением осевой нагрузки турбины.
Вместе с тем, повышение осевой нагрузки турбины может привести, с одной стороны, к повышению осевой нагрузки на подшипник опоры турбины до недопустимой величины, а с другой - к существенным изменениям в конструкции самой турбины и ухудшению ее характеристик.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы и ресурса двигателя при сохранении его экономичности путем оптимизации осевой нагрузки турбины.
Задача решается тем, что в газотурбинном двигателе, содержащем камеру сгорания, компрессор, соединенный посредством вала с охлаждаемой турбиной, включающей по меньшей мере две ступени с размещенным между ними лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, думисную полость компрессора, расположенную между последней ступенью компрессора, первой ступенью турбины, камерой сгорания и валом, соединяющим компрессор с турбиной, и отделенную от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, снабженным размещенными соответственно на роторе и статоре компрессора по меньшей мере одним прямым зубом и ответной ему полкой, и питающий воздуховод, сообщающий думисную полость компрессора с внутренней полостью лопаток соплового аппарата, лопатки соплового аппарата выполнены с перегородкой, разделяющей их внутреннюю полость на переднюю и заднюю полости, а лабиринтное уплотнение снабжено по меньшей мере двумя обратными зубьями с двумя размещенными на статоре компрессора посредством глухих стенок ответными полками, образующими между собой промежуточную воздушную полость, сообщенную воздуховодом с задней полостью лопаток соплового аппарата, при этом выход питающего воздуховода, сообщающего внутреннюю полость лопаток соплового аппарата с думисной полостью размещен на входе в переднюю полость лопаток соплового аппарата, а выход из этой передней полости сообщен с внутренним воздушным коллектором, образованным внутренними полками лопаток соплового аппарата и размещенной на них обечайкой, и сообщенным, в свою очередь, с газовоздушным трактом турбины, причем задняя полость лопаток соплового аппарата сообщена с междисковой полостью турбины.
В устройстве также может иметь место следующее: воздуховоды, сообщающие переднюю и заднюю полости лопаток соплового аппарата соответственно с думисной полостью компрессора и промежуточной воздушной полостью, могут быть оснащены теплообменниками;
- для двухконтурных газотурбинных двигателей воздуховоды, сообщающие переднюю и заднюю полости лопаток соплового аппарата соответственно с думисной полостью компрессора и промежуточной воздушной полостью, могут быть размещены в тракте наружного контура, а теплообменники выполнены воздухо-воздушными;
- по меньшей мере один из воздуховодов, сообщающих переднюю и заднюю полости лопаток соплового аппарата соответственно с думисной полостью компрессора и промежуточной воздушной полостью, может быть оснащен дроссельными шайбами;
- полки обратных зубьев вместе с соответствующими им зубьями могут быть размещены в осевом направлении друг за другом или в радиальном направлении друг над другом.
Выполнив лабиринтное уплотнение, разделяющее проточную часть компрессора от думисной полости, с по меньшей мере двумя обратными зубьями и двумя ответными им полками, размещенными на статоре компрессора посредством глухих стенок, образующих между собой промежуточную воздушную полость, удается реализовать источник с более высоким уровнем давления воздуха для запитки междисковой полости турбины и охлаждения задних покромок сопловых лопаток. Глухие стенки обеспечивают работу обратных зубьев совместно с прямьми зубьями. То есть, увеличение проходной площади, определяющей протечки, на одном зубе (например, прямом зубе) уменьшает проходную площадь и протечки на другом зубе (обратном зубе). Постоянство протечек на двух разнородных зубьях обеспечивает помимо хорошей экономичности стабильность давления в промежуточной воздушной полости. Наличие второго обратного зуба вместе с первым обеспечивает стабильность давления и расхода в промежуточной воздушной полости на нестационарных режимах работы двигателя.
Разделение внутренней полости сопловой лопатки на переднюю и заднюю полости позволяет оптимизировать охлаждение сопловых лопаток. Связав заднюю полость лопаток соплового аппарата, с одной стороны посредством воздуховода с промежуточной воздушной полостью, а с другой - с газовоздушным трактом турбины, включая область повышенного давления (периферия тракта), и междисковой полостью, мы обеспечиваем подачу воздуха без изменения давления в думисной полости компрессора.
Связав переднюю полость лопаток соплового аппарата, с одной стороны посредством воздуховода с думисной полостью компрессора, а с другой через коллектор, образованный внутренними полками лопаток соплового аппарата и размещенной на них обечайкой, с корневой областью газовоздушного тракта за сопловым аппаратом (зона пониженного давления) мы обеспечиваем низкий уровень давления в думисной полости компрессора и, тем самым, реализуем основные характеристики турбины.
При размещении в тракте питающих воздуховодов теплообменников воздух протечек, направляемый в сопловой аппарат и междисковую полость, охлаждается, что, в свою очередь, снижает температуру элементов конструкции, которую он омывает. Снижение температуры элементов конструкции обеспечивает более высокую надежность работы турбины и двигателя в целом.
Для двухконтурных двигателей питающие воздуховоды размещены в тракте наружного контура, а теплообменники выполнены воздухо-воздушными. Размещение теплообменников в наружном контуре двигателя позволяет создать его летный вариант по габаритам, массе, снизить температуру воздуха протечек, понизить температуру элементов турбины и увеличить надежность работы двигателя.
Для расширения диапазона основных характеристик турбины, в том числе, когда изменения основных параметров требует увеличения осевой нагрузки турбины, с целью парирования этой нагрузки на воздуховодах, сообщающих переднюю и заднюю полости лопаток соплового аппарата соответственно с думисной полостью компрессора и промежуточной воздушной полостью, размещаются дроссельные шайбы, которые повышают давление в думисной полости компрессора, повышая его осевую нагрузку. Возможность подбирать необходимый уровень осевых нагрузок компрессора применительно к выбранному уровню осевой нагрузки турбины обеспечивает приемлемый уровень осевых нагрузок как на стационарных, так и на нестационарных режимах. Возможность изменять осевую нагрузку турбины в широком диапазоне при сохранении требуемого уровня осевой нагрузки на подшипник опоры турбины обеспечивает высокий уровень КПД турбины и экономичность двигателя в целом.
Наличие в лабиринтном уплотнении, разделяющем думисную полость от проточной части компрессора, двух обратных зубьев с ответными полками, расположенными в осевом направлении друг за другом, позволяет регулировать уровень давления и расхода в промежуточной воздушной полости без изменения осевой нагрузки компрессора.
Наличие в лабиринтном уплотнении, разделяющем думисную полость от проточной части компрессора, двух обратных зубьев с ответными полками, расположенными в радиальном направлении друг над другом, позволяет частично регулировать через зазоры между зубьями и ответными полками осевую силу компрессора.
На фиг. 1 показан продольный разрез ГТД;
на фиг. 2 - вариант расположения в лабиринтном уплотнении обратных зубьев с ответными полками в осевом направлении друг за другом;
на фиг 3 - вариант расположения в лабиринтном уплотнении обратных зубьев с ответными полками в радиальном направлении друг над другом;
на фиг.4 - воздуховоды, сообщающие лопатки соплового аппарата с думисной полостью компрессора и промежуточной воздушной полостью.
Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания 1, компрессор 2, соединенный посредством вала 3 с охлаждаемой турбиной 4, включающей по меньшей мере две ступени с размещенными между ними лопатками 5 соплового аппарата, образующие междисковую полость 6. Внутренняя полость лопаток 5 разделена перегородкой на переднюю и заднюю полости 7 и 8. Между камерой сгорания 1, последней ступенью компрессора 2, валом 3 и первой ступенью турбины 4 расположена думисная полость 9, которая отделена от проточной части компрессора 2 лабиринтным уплотнением 10, снабженным размещенными соответственно на роторе и статоре компрессора 2 по меньшей мере одним прямым зубом 11 с ответной ему полкой 12 и двумя обратными зубьями 13 с двумя ответными полками 14. Полки 14 закреплены на статоре компрессора 2 посредством глухих стенок 15. Обратные зубья 13 с полками 14 и глухие стенки 15 образуют между собой промежуточную воздушную полость 16, сообщенную воздуховодом 17 с задней полостью 8 лопаток 5 соплового аппарата.
Думисная полость 9 соединена воздуховодом 18 с передней полостью 7 лопаток 5 соплового аппарата.
На внутренних полках 19 лопаток 5 соплового аппарата размещена обечайка 20, образующая вместе с полками 19 воздушный коллектор 21, сообщенный с газовоздушным трактом турбины 22.
Задняя полость 8 лопаток 5 соплового аппарата сообщена с междисковой полостью 6 турбины.
В тракте воздуховодов 17, 18 размещены теплообменники 23, 24. Применительно к двухконтурным ГТД питающие воздуховоды 17 и 18 размещены в тракте наружного контура 25 двигателя, а теплообменники 23 и 24 выполнены воздухо-воздушными.
Для обеспечения возможности подбора необходимого уровня осевых нагрузок компрессора применительно к выбранному уровню осевой нагрузки турбины по меньшей мере один из воздуховодов, сообщающий переднюю и заднюю полости 7 и 8 лопаток 5 соплового аппарата соответственно с думисной 9 полостью компрессора и промежуточной воздушной полостью 16, оснащен дроссельными шайбами 26.
Работа двигателя осуществляется следующим образом.
Воздух, прошедший через зазоры между прямыми зубьями 11 и ответными полками 12 лабиринтного уплотнения компрессора 2, проходит через зазор между одним из обратных зубьев 13 и ответной ему полкой 14 и поступает в промежуточную воздушную полость 16. Из полости 16 воздух, с одной стороны, через воздуховод 17 поступает в заднюю полость 8 лопаток 5 соплового аппарата, а из нее - в газовоздушный тракт турбины 4 и междисковую полость 6. С другой стороны, через зазор между вторым обратным зубом 13 и ответной ему полкой 14 воздух поступает в думисную полость 9 и далее через воздуховод 18 в переднюю полость 7 лопаток 5 соплового аппарата. Из передней полости 7 лопаток воздух поступает в воздушный коллектор 21, из которого он идет в газовоздушный тракт 22 за сопловым аппаратом в корневую зону рабочих лопаток турбины.
На нестационарных режимах работы двигателя, например при переходе с режима “малый газ” на максимальный режим, зазоры между прямыми зубьями 11 и их ответными полками 12 увеличиваются (что может привести к росту расхода воздуха), а между обратньми зубьями 13 и их ответными полками 14 соответственно уменьшаются. Первый по течению обратный зуб 13 не позволяет увеличиваться расходу воздуха как в промежуточную полость 16, так и в думисную полость 9, а второй обратный зуб 13 не позволяет увеличиваться расходу воздуха в думисную полость 9. Этим самым обеспечивается стабильность расхода воздуха и давлений из обеих полостей - думисной полости 9 и промежуточной воздушной полости 16.
Изобретение позволяет повысить надежность работы двигателя и его ресурс при сохранении экономичности.
Источники информации
1. Патент РФ 2186233, МПК7 F 02 С 7/28, 2000 г.
2. Заявка РФ 2001116841/06, 21.06.01, положительное решение о выдаче патента РФ от 19.09.2002 г., МК7 F 02 С 7/12.
Claims (6)
1. Газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания, компрессор, соединенный посредством вала с охлаждаемой турбиной, включающей, по меньшей мере, две ступени с размещенными между ними лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, думисную полость компрессора, расположенную между последней ступенью компрессора, первой ступенью турбины, камерой сгорания и валом, соединяющим компрессор с турбиной, и отделенную от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, снабженным размещенными соответственно на роторе и статоре компрессора, по меньшей мере, одним прямым зубом и ответной ему полкой, и питающий воздуховод, сообщающий думисную полость компрессора с внутренней полостью лопаток соплового аппарата, отличающийся тем, что лопатки соплового аппарата выполнены с перегородкой, разделяющей их внутреннюю полость на переднюю и заднюю полости, а лабиринтное уплотнение снабжено, по меньшей мере, двумя обратными зубьями с двумя размещенными на статоре компрессора посредством глухих стенок ответными полками, образующими между собой промежуточную воздушную полость, сообщенную воздуховодом с задней полостью лопаток соплового аппарата, при этом выход питающего воздуховода, сообщающего внутреннюю полость лопаток соплового аппарата с думисной полостью, размещен на входе в переднюю полость лопаток соплового аппарата, а выход из этой передней полости сообщен с внутренним воздушным коллектором, образованным внутренними полками лопаток соплового аппарата и размещенной на них обечайкой, и сообщенным, в свою очередь, с газовоздушным трактом турбины, причем задняя полость лопаток соплового аппарата сообщена с междисковой полостью турбины.
2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что воздуховоды, сообщающие переднюю и заднюю полости лопаток соплового аппарата соответственно с думисной полостью компрессора и промежуточной воздушной полостью, оснащены теплообменниками.
3. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что для двухконтурных газотурбинных двигателей воздуховоды, сообщающие переднюю и заднюю полости лопаток соплового аппарата соответственно с думисной полостью компрессора и промежуточной воздушной полостью, размещены в тракте наружного контура, а теплообменники выполнены воздухо-воздушными.
4. Двигатель по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что, по меньшей мере один из воздуховодов, сообщающих переднюю и заднюю полости лопаток соплового аппарата соответственно с думисной полостью компрессора и промежуточной воздушной полостью, оснащен дроссельными шайбами.
5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что полки обратных зубьев вместе соответствующими им зубьями размещены в осевом направлении друг за другом.
6. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что полки обратных зубьев вместе соответствующими им зубьями размещены в радиальном направлении друг над другом.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002132026/06A RU2217597C1 (ru) | 2002-11-28 | 2002-11-28 | Газотурбинный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002132026/06A RU2217597C1 (ru) | 2002-11-28 | 2002-11-28 | Газотурбинный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2217597C1 true RU2217597C1 (ru) | 2003-11-27 |
Family
ID=32028300
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002132026/06A RU2217597C1 (ru) | 2002-11-28 | 2002-11-28 | Газотурбинный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2217597C1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2534684C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя |
RU2550371C2 (ru) * | 2009-09-25 | 2015-05-10 | Нуово Пиньоне С.п.А. | Способ эксплуатации газовой турбины, система охлаждения газовой турбины и газовая турбина, содержащая такую систему |
RU2555942C2 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом |
RU2623336C2 (ru) * | 2012-03-30 | 2017-06-23 | АНСАЛДО ЭНЕРДЖИА АйПи ЮКей ЛИМИТЕД | Газовая турбина с регулируемой системой воздушного охлаждения |
RU2666828C2 (ru) * | 2013-02-15 | 2018-09-12 | Сименс Энерджи, Инк. | Жаропрочная коллекторная система для кожуха центральной рамы газотурбинного дигателя |
-
2002
- 2002-11-28 RU RU2002132026/06A patent/RU2217597C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2550371C2 (ru) * | 2009-09-25 | 2015-05-10 | Нуово Пиньоне С.п.А. | Способ эксплуатации газовой турбины, система охлаждения газовой турбины и газовая турбина, содержащая такую систему |
RU2623336C2 (ru) * | 2012-03-30 | 2017-06-23 | АНСАЛДО ЭНЕРДЖИА АйПи ЮКей ЛИМИТЕД | Газовая турбина с регулируемой системой воздушного охлаждения |
RU2666828C2 (ru) * | 2013-02-15 | 2018-09-12 | Сименс Энерджи, Инк. | Жаропрочная коллекторная система для кожуха центральной рамы газотурбинного дигателя |
RU2555942C2 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом |
RU2534684C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2332579C2 (ru) | Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины | |
US8876463B2 (en) | Interturbine vane with multiple air chambers | |
RU2532479C2 (ru) | Турбореактивный двигатель, содержащий улучшенные средства регулирования расхода потока воздуха охлаждения, отбираемого с выхода компрессора высокого давления | |
RU2447302C2 (ru) | Двигатель с компаундным охлаждением турбины | |
CA1225334A (en) | Rotor thrust balancing | |
RU2453710C2 (ru) | Газотурбинный двигатель, а также способ охлаждения сопловых лопаток | |
JP4492951B2 (ja) | 三重回路タービン冷却 | |
US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
US7374395B2 (en) | Turbine shroud segment feather seal located in radial shroud legs | |
CN102686833B (zh) | 航空燃气涡轮机 | |
US4291531A (en) | Gas turbine engine | |
JP2017106462A (ja) | 並列および直列流れでネットワーク形成されるogv熱交換器 | |
RU2417322C2 (ru) | Устройство вентиляции дисков рабочих колес турбины газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель | |
RU2330976C2 (ru) | Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины | |
US6910852B2 (en) | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies | |
JPH08177405A (ja) | ステータベーンの後縁の冷却回路 | |
EP2990662B1 (en) | Centrifugal compressors with integrated intercooling | |
US5142859A (en) | Turbine cooling system | |
JPH04232337A (ja) | 航空機エンジンの後方流入冷却装置および方法 | |
CN107023503B (zh) | 主动高压压缩机间隙控制 | |
US5953919A (en) | Combustion chamber having integrated guide blades | |
JP2017020494A (ja) | ガスタービンを冷却する方法及び該方法を実施するガスタービン | |
RU2217597C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2236609C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
WO1988004722A1 (en) | Turbine rotor cooling |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC4A | Invention patent assignment |
Effective date: 20060131 |
|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130729 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161129 |
|
BF4A | Cancelling a publication of earlier date [patents] |
Free format text: PUBLICATION IN JOURNAL SHOULD BE CANCELLED |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |