SE528183C2 - Gas turbine compressor system for aircraft engine, has compression structure held directly downstream last rotor in low pressure compression section and has several struts having cambered shape - Google Patents
Gas turbine compressor system for aircraft engine, has compression structure held directly downstream last rotor in low pressure compression section and has several struts having cambered shapeInfo
- Publication number
- SE528183C2 SE528183C2 SE0401496A SE0401496A SE528183C2 SE 528183 C2 SE528183 C2 SE 528183C2 SE 0401496 A SE0401496 A SE 0401496A SE 0401496 A SE0401496 A SE 0401496A SE 528183 C2 SE528183 C2 SE 528183C2
- Authority
- SE
- Sweden
- Prior art keywords
- struts
- compressor structure
- gas turbine
- compression system
- compressor
- Prior art date
Links
- 230000006835 compression Effects 0.000 title claims abstract description 25
- 238000007906 compression Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 10
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 claims description 6
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 4
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 37
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 2
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 2
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 239000011800 void material Substances 0.000 description 1
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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
- F02C3/064—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages the compressor having concentric stages
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
- F01D25/162—Bearing supports
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
- F02C3/073—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages the compressor and turbine stages being concentric
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/542—Bladed diffusers
- F04D29/544—Blade shapes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
- F05D2260/961—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by mistuning rotor blades or stator vanes with irregular interblade spacing, airfoil shape
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
528 183 2 innefattar vanligtvis för Strukturen ett lagerhus motoraxlarna, en gasflödeskanal i form av en ringformad kanal samt radiella stag som utgör länk mellan motorns delar. inre och yttre föreliggande uppfinning bildar en sådan struktur. att och ”utsläpp av ofta ihåliga för inhysa servicekomponenter såsom. don för in- olja och/eller luft, kablar överföring av Stagen är såsom för tryck för att inrymma instrument, ledningar av metall uppmätt Stagen har normalt en för att gasflödet så lite som nñjligt. Krav på service avgör elektriska och information avseende och/eller temperatur, etc. symmetrisk vingform i tvärsnitt påverka vanligtvis det antal stag som behövs. 528 183 2 usually comprises for the Structure a bearing housing the motor shafts, a gas flow channel in the form of an annular channel and radial struts which form a link between the engine parts. internal and external the present invention forms such a structure. that and “emissions of often hollow housing components such as. devices for in- oil and / or air, cables transmission of the Stagen is as for pressure to accommodate instruments, metal pipes measured Stagen normally has one to the gas flow as little as possible. Requirements for service determine electrical and information regarding and / or temperature, etc. symmetrical wing shape in cross section usually affect the number of struts needed.
SAMANFATTNING AV UPPFINNINGEN Ett första syfte med uppfinningen är att minska antalet delar i gasturbinens kompressionssystem.SUMMARY OF THE INVENTION A first object of the invention is to reduce the number of parts in the gas turbine compression system.
Detta syfte uppnås genom att kompressorstrukturen är anordnad direkt nedströms om en sista rotor i och utformad att väsentligt ändra riktningen på ett virvlande gasflöde från rotorn genom att ett flertal av nämnda stag har en svängd form. Med ”väsentligt ändra riktningen på” avses en riktningsändring av gasflödet med åtminstone 20°.This object is achieved in that the compressor structure is arranged directly downstream of a last rotor and is designed to substantially change the direction of a swirling gas flow from the rotor in that a plurality of said struts have a curved shape. "Substantially change the direction of" means a change of direction of the gas flow by at least 20 °.
Dessutom riktningsändras det virvlande gasflödet till en riktning' med en dominant del i axiell riktning.In addition, the vortex gas flow changes direction to a direction 'with a dominant part in the axial direction.
Kompressorstrukturen kan att riktning på gasflödet till en riktning som är i huvudsak parallell med motorns rotationsaxel. lågtryckskompressorsektionen vara utformad ändra Kompressorstrukturen enligt 528 183 Vid traditionella kompressäonssystem för gasturbiner finns en sista statorrad. mellan den sista rotorn i làgtryckskompressorsektionen och stagen. Denna sista statorrad innefattar ett flertal aerodynamiska blad (i många fall cirka 150 blad) utformade att ändra riktning pá det virvlande gasflödet fràn. den sista rotorn i làgtryckskompressorsektionen till en huvudsakligen axiell riktning. Tack vare uppfinningen kan den sista Med andra ord så är, den sista statorradens funktion och statorraden avlägsnas. i enlighet med uppfinningen, funktionen med en konventionell kompressorstruktur med stag ersatt med kompressorstrukturen enligt uppfinningen.The compressor structure allows the direction of the gas flow to a direction that is substantially parallel to the axis of rotation of the engine. the low-pressure compressor section be designed to change the compressor structure according to 528 183 In traditional compression systems for gas turbines there is one last stator row. between the last rotor in the low pressure compressor section and the struts. This last stator row comprises a plurality of aerodynamic blades (in many cases about 150 blades) designed to change the direction of the swirling gas flow from. the last rotor in the low pressure compressor section to a substantially axial direction. Thanks to the invention, the last In other words, the function of the last stator row and the stator row can be removed. in accordance with the invention, the function of a conventional compressor structure with struts replaced with the compressor structure according to the invention.
Dessutom har en konventionell kompressorstruktur innefattande stag med formen av en symmetrisk vingyta begränsad aerodynamisk Detta ”dödvikt” Den konventionella kompressorstrukturen är i. huvudsak en mycket funktion. representerar en ur aerodynamisk synpunkt. en belastning vad avser tryckförluster. Dessutom är längden av gasflödeskanalen genam kompressorstrukturen vanligtvis styrd av den aerodynamiska restriktionen av en svag axiell-radiell riktníngsändring av flödet för att undvika en gränsskiktsseparation, eller pà grund av lagerhusets storlek. Vardera av dessa tva restriktioner leder till en ganska lang gasflödeskanal som påverkar motorns längd utan att ge så mycket fördel av den tillgängliga synpunkt. komponentlängden sett ur aerodynamisk Genom att enligt Lmpfinningen använda stag med en i. huvudsak aerodynamisk form förväntas därför inte den hos aerodynamiska funktionen kompressorstrukturen ha en negativ pàverkan pà den nödvändiga totala motorlängden. 528 183 4 Med andra ord används, i enlighet med uppfinningen, den tillgängliga axiella längden hos kompressorstrukturen. bestäms totala uppbyggnad aerodynamiska restriktioner, för att integrera den aerodynamiska funktionen hos den. uppströms anordnade vilken av motorns 0Ch statorraden i kompressorstrukturen med stag.In addition, a conventional compressor structure comprising struts in the form of a symmetrical wing surface has limited aerodynamic This "dead weight" The conventional compressor structure is essentially a very functional. represents one from an aerodynamic point of view. a load in terms of pressure losses. In addition, the length of the gas flow channel through the compressor structure is usually controlled by the aerodynamic restriction of a slight axial-radial change of direction of the flow to avoid a boundary layer separation, or due to the size of the bearing housing. Each of these two restrictions leads to a rather long gas flow channel that affects the length of the engine without giving much benefit from the available point of view. component length seen from an aerodynamic point of view By using struts with a substantially aerodynamic shape according to the invention, the compressor structure of the aerodynamic function is therefore not expected to have a negative effect on the required total engine length. In other words, in accordance with the invention, the available axial length of the compressor structure is used. determined overall structure aerodynamic constraints, to integrate the aerodynamic function of it. upstream arranged which of the engine 0Ch stator row in the compressor structure with struts.
Under det att man minskar pà antalet motordelar så är inte öka flödesstörningen hos den nedströms anordnade rotorn vid det möjligt att minska eller åtminstone högtryckskompressorn och rotorn uppströms hos lágtryckskompressorn.While reducing the number of engine parts, it is not possible to increase the flow disturbance of the downstream rotor when it is possible to reduce or at least the high pressure compressor and the rotor upstream of the low pressure compressor.
För att uppná den väsentliga riktningsändringen av gasflödet så medelsvängningslinje (M) lutar riktningen för en vid den främre kanten hos åtminstone ett av de svängda stagen med åtminstone ° i förhållande till för medelsvängningslinjen (M) vid den bakre kanten hos riktningen nämnda svängda stag.To achieve the substantial change of direction of the gas flow, the mean pivot line (M) slopes the direction of one at the front edge of at least one of the pivoted struts by at least ° with respect to the mean pivot line (M) at the rear edge of the direction mentioned pivot.
Enligt ett föredraget utförande av uppfinningen sä är förhållandet mellan tjocklek och korda hos àtminstone ett av de svängda stagen cirka 0.10 (1 0.05). Detta förhållande kan optimeras med avseende pà antalet aerodynamiska blad och stag. Detta skapar förutsättningar för en större tvärsnittsarea för varje stag. En ökad tvärsnittsarea resulterar i en ökad strukturell styrka och servicekapacitet hos varje stag.According to a preferred embodiment of the invention, the ratio between thickness and chord of at least one of the curved struts is about 0.10 (1 0.05). This ratio can be optimized with respect to the number of aerodynamic blades and struts. This creates conditions for a larger cross-sectional area for each strut. An increased cross-sectional area results in an increased structural strength and service capacity of each strut.
Detta i sin tur leder till möjligheten att minska det totala antalet lastbärande stag och/eller öka den totala bärförmágan hos kompressorstrukturen.This in turn leads to the possibility of reducing the total number of load-bearing struts and / or increasing the total load-bearing capacity of the compressor structure.
Enligt en vidareutveckling innefattar ett flertal kompressor- strukturen aerodynamiska blad med en 528 183 väsentligt mindre tvärsnittsarea i förhållande till stagen. Dessa mindre aerodynamiska blad kan vara arrangerade för att hjälpa stagen att ändra riktning pà flödet. De bladen ett komplement/alternativ vara arrangerade för att skapa en aerodynamiska kan enligt fördelaktig tryckfördelning runt stagen.According to a further development, a plurality of compressor structures comprise aerodynamic blades with a 528 183 substantially smaller cross-sectional area relative to the struts. These smaller aerodynamic blades can be arranged to help the struts change direction of flow. The blades a complement / alternative be arranged to create an aerodynamic can according to advantageous pressure distribution around the struts.
Enligt en vidareutveckling är nämnda stag asymetriskt fördelade i Detta skapar förutsättningar för att fördela stagen för kompressorstrukturens omkretsriktning. en optimal strukturell styrka.According to a further development, said struts are asymmetrically distributed in This creates conditions for distributing the struts for the circumferential direction of the compressor structure. an optimal structural strength.
KORTFATTAD BESKRIVNING AV FIGURERNA Uppfinningen kommer att förklaras nedan med hänvisning till det utförande som visas i bilagda ritningar, där Fig. 1 är en schematisk sidovy av motorn i ett snitt längs ett plan parallellt med motorns rotationsaxel, Fig. 2 är en förstorad vy av kompressorstrukturen mellan lägtryckskdmpressorsektionen och högtrycks- kompressorsektionen fràn fig. 1, Fig. 3 är ett tvärsnitt längs linjen A-A i fig. 2, Fig. 4 är en utvecklad tvärsnittsvy längs linjen B-B i fig. 2, och Fig. 5 är en förstorad tvärsnittsvy av ett av stagen fràn fig. 4.BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES The invention will be explained below with reference to the embodiment shown in the accompanying drawings, in which Fig. 1 is a schematic side view of the engine in a section along a plane parallel to the axis of rotation of the engine, Fig. 2 is an enlarged view of the compressor structure between the low pressure compressor section and the high pressure compressor section of Fig. 1, Fig. 3 is a cross-section along the line AA in Fig. 2, Fig. 4 is a developed cross-sectional view along the line BB in Fig. 2, and Fig. 5 is an enlarged cross-sectional view of a of the stays from Fig. 4.
DETALJERAD BESKRIVNING AV ETT FÖREDRAGET UTFÖRANDE AV UPPFINNINGEN Uppfinningen kommer nedan beskrivas för en flygmotor l med högt bypassförhàllande, se fig. l. Motorn l har ett yttre hölje 2, ett inre hölje 3 och ett mellanliggande “ 528 183 hölje 4 som är koncentriíkt i förhållande till de första tva höljena och delar upp spalten mellan dem i för sekundär en inre primär kompression av kanal 6 motorns bypass cirkulerar. Vardera av gaskanalerna 5,6 gaskanal 5 förbränningsgaserna samt en där är således ringformad. i tvärsnitt vinkelrätt. mot en axiell riktning 18 hos motorn 1. En fläkt 7 är anordnad vid motorns inlopp uppströms om de inre och yttre gaskanalerna 5,6.DETAILED DESCRIPTION OF A PREFERRED EMBODIMENT OF THE INVENTION The invention will be described below for an aircraft engine 1 with a high bypass ratio, see Fig. 1. The engine 1 has an outer casing 2, an inner casing 3 and an intermediate 528 183 concentric casing 4. to the first two housings and divides the gap between them in for secondary an internal primary compression of channel 6 the engine bypass circulates. Each of the gas channels 5,6 gas channel 5 the combustion gases and one there is thus annular. in cross section perpendicular. against an axial direction 18 of the engine 1. A fan 7 is arranged at the inlet of the engine upstream of the inner and outer gas ducts 5,6.
Motorn 1 innefattar en làgtryckskompressorsektion 8 och en högtryckskompressorsektion 9 för kompression av gasen i den primära gaskanalen 5. En brännkammare 17 är arrangerad nedströms om högtryckskompressorsektionen 9 för förbränning av den komprimerade gasen fràn den primära gaskanalen 5. Flygmotorn 1 innefattar dessutom kompressorsektionar (icke visade) för expansion av drivgaserna nedströms om brännkamaren pà ett sätt som är känt inom tekniken.The engine 1 comprises a low pressure compressor section 8 and a high pressure compressor section 9 for compressing the gas in the primary gas duct 5. A combustion chamber 17 is arranged downstream of the high pressure compressor section 9 for combustion of the compressed gas from the primary gas duct. for expansion of the propellants downstream of the combustion chamber in a manner known in the art.
Vardera av kompressorsektionarna 8,9 innefattar ett flertal rotorer 10,11 samt statorer 12,13 arrangerade mellan tvà intilliggande rotorer. Statorerna 12,13 innefattar ett flertal aerodynamiska blad för att ändra riktning pà ett virvlande gasflöde fràn en uppströms rotor till en huvudsakligen axiell riktning.Each of the compressor sections 8,9 comprises a plurality of rotors 10,11 and stators 12,13 arranged between two adjacent rotors. The stators 12, 13 comprise a plurality of aerodynamic blades for changing the direction of a swirling gas flow from an upstream rotor to a substantially axial direction.
Höljena 2,3,4 är uppburna av strukturer 14,15 förbinder höljena via radiella armar. generellt kända Stagen mäste tillräckligt nmtstàndskraftiga för att ge detta stöd och att inte brytas av eller bucklas för det fall ett fläktblad skulle lossna och kollidera med dem. Dessutom är stagen utformade för överföring av laster i motorn.The housings 2,3,4 are supported by structures 14,15 connecting the housings via radial arms. generally known Stages must be sufficiently durable to provide this support and not to break off or buckle in the event of a fan blade coming loose and colliding with them. In addition, the struts are designed for the transfer of loads in the engine.
Dessutom är att SOm DES Sa. armar är som stag. vara stagen ihåliga för inrymma 528 183 7 servicekomponenter såsom don för in- och utmatning av olja och/eller luft, inStrUmênt, sàsom elektriska och metalliska kablar för överföring och/eller Stagen för inrymmande av av information avseende uppmätt tryck temperatur, en drivaxel för en startmotor, etc. kan även användas för att leda ett kylmedel.In addition, SOm DES Sa. arms are like stays. the stays are hollow to accommodate 528 183 7 service components such as devices for supplying and discharging oil and / or air, INSTRUMENTS, such as electrical and metallic cables for transmission and / or the stays for accommodating information relating to measured pressure temperature, a drive shaft for a starter motor, etc. can also be used to conduct a coolant.
Kompressorstrukturen 14 förbinder det mellanliggande höljet 4 och det inre höljet 3 hänvisas vanligen till (IMC - eller nællanliggande kompressorhus S Om som ett mellanliggande hus Intermediate Case) (ICC - Intermediate Compressor Case). Kompressor- strukturen 14 är utformad att styra gasflödet fràn lágtryckskompressorsektionen 8 radiellt inàt mot högtryckskompressorsektionens 9' inlopp. Kompressor- strukturen 14 som förbinder det mellanliggande höljet 4 och det inre höljet 3 innefattar ett flertal radiella stag 15,16,21,24,25, 3 och 4, pá inbördes avstånd i 14 omkretsriktning.The compressor structure 14 connects the intermediate housing 4 and the inner housing 3 is usually referred to as (IMC - or adjacent compressor housing S If as an intermediate housing Intermediate Case) (ICC - Intermediate Compressor Case). The compressor structure 14 is designed to direct the gas flow from the low pressure compressor section 8 radially inwards towards the inlet of the high pressure compressor section 9 '. The compressor structure 14 connecting the intermediate housing 4 and the inner housing 3 comprises a plurality of radial struts 15,16,21,24,25, 3 and 4, spaced apart in a circumferential direction.
Dessa stag 15,16 utgör strukturella delar avsedda för se fig. kompressorstrukturens överföring av både axiella och radiella laster och är iháliga för att inrymma servicekomponenter.These struts 15, 16 constitute structural parts intended for the transmission of both axial and radial loads of the compressor structure and are hollow to accommodate service components.
Kompressorstrukturen 14 är utformad att ändra riktning pá ett virvlande gasflöde från rotorn 10 till en huvudsakligen axiell riktning. Kompressorstrukturen 14 är sáledes anordnad direkt nedströms rotorn 10 i lágtryckskompressorsektionen 8. Dessutom är kompressorstrukturen 14 anordnad. direkt uppströms om om den sista den första rotorn 11 i högtryckskompressorsektionen 9.The compressor structure 14 is designed to change the direction of a swirling gas flow from the rotor 10 to a substantially axial direction. The compressor structure 14 is thus arranged directly downstream of the rotor 10 in the low-pressure compressor section 8. In addition, the compressor structure 14 is arranged. directly upstream of if the last the first rotor 11 in the high pressure compressor section 9.
Det virvlande gasflödet fràn rotorn 10 strömmar normalt under en vinkel pá 40 - 60° i förhållande till motorns axiella riktning 18. Stagen 15,16 är anordnade direkt nedströms om den sista rotorn 10 i làgtryckskompressor- sektionen 8. II detta fall sker riktningsändringen av 528 118.3- 8 kombinerade axial-tangentiella och gasflödet i de axial-radiella riktningarna. gasflödet i För Storleken på kompressorstrukturen 14 beror på flera parametrar. att genomföra riktningsändringen av gasflödet i storleksordningen 40 - 60° har stagen l5,l6,21,24,25 en se fig. 4 och 5. stagen utformade med en krökning som är tillräcklig för att åstadkomma en gasflödet. riktningsändringen av svängd vingform, Med andra ord är väsentlig riktningsändring på Stagen 15,16,21,24,25 är således inte bara del i strukturen utan är även aerodynamiska. Närmare bestämt är riktningen hos en medelsvängningslinje M vid det svängda stagets 16 främre kant 101 lutande med en vinkel i riktning vid det förhållande till medelsvängningslinjens M svängda bakre kant 102 önskade riktningsändringsvinkeln.The swirling gas flow from the rotor 10 normally flows at an angle of 40 - 60 ° in relation to the axial direction of the engine 18. The struts 15, 16 are arranged directly downstream of the last rotor 10 in the low pressure compressor section 8. In this case the direction change of 528 118.3-8 combined axial-tangential and gas flow in the axial-radial directions. the gas flow in For The size of the compressor structure 14 depends on several parameters. to carry out the change of direction of the gas flow in the order of 40-60 °, the struts 15, 16, 21, 24, 25 have a see Figs. 4 and 5. the struts are formed with a curvature sufficient to produce a gas flow. the change of direction of curved wing shape, In other words, significant change of direction on the Stagen 15,16,21,24,25 is thus not only part of the structure but is also aerodynamic. More specifically, the direction of an average pivot line M at the leading edge 101 of the curved strut 16 is inclined at an angle in the direction of the desired direction change angle relative to the pivoted rear edge 102 of the mean pivoting line M.
Medelsvängningslinjens M riktning vid det svängda stagets 16 främre kant 101 lutar därför med åtminstone °, lämpligen åtminstone 30°, särskilt åtminstone 40° och företrädesvis åtminstone 50° i förhållande till riktningen för medelsvängningslinjen M vid det svängda stagets bakre kant 102. stagets motsvarande den För att uppnå riktningsändringen av gasflödet i storleksordningen 40 - 60° är stagen vidare utformade med en längre korda i jämförelse med konventionella stag. Kordan är definierad såsom avståndet mellan en främre kant 101 och en bakre kant 102 hos bladet 15 utmed kordlinjen C - se fig. 5. Kordlinjen C definieras som en rak linje som förbinder den främre kanten 101 och den bakre kanten 102. Närmare bestämt är kordan hos de svängda stagen 15,16,2l,24,25 åtminstone sex gånger, lämpligen åtminstone åtminstone åtta gånger, sju gånger, företrädesvis samt enligt ett föredraget 528 183 9 exempel, cirka nio gànger tjockleken hos det svängda staget. Stagets tjocklek kan à andra sidan vara ungefär densamma sásom vid konventionella stag.The direction of the mean pivot line M at the leading edge 101 of the curved strut 16 is therefore inclined by at least °, preferably at least 30 °, in particular at least 40 ° and preferably at least 50 ° relative to the direction of the mean pivot line M at the rear edge 102 of the curved strut 102. To achieve the change of direction of the gas flow in the order of 40 - 60 °, the struts are further formed with a longer chord in comparison with conventional struts. The cord is defined as the distance between a leading edge 101 and a trailing edge 102 of the blade 15 along the cord line C - see Fig. 5. The cord line C is defined as a straight line connecting the leading edge 101 and the trailing edge 102. More specifically, the cord of the curved struts 15,16,2l, 24,25 at least six times, preferably at least at least eight times, seven times, preferably and according to a preferred example, about nine times the thickness of the curved strut. The thickness of the strut, on the other hand, can be approximately the same as with conventional struts.
Tjockleken hos staget definieras som det maximala avståndet mellan de tva motsatta stagytorna 103,104 i en riktning vinkelrät mot en medelsvängningslinje M.The thickness of the strut is defined as the maximum distance between the two opposite strut surfaces 103,104 in a direction perpendicular to an average pivot line M.
Medelsvängningslinjen. M definieras som platsen för punkter halvvägs mellan de övre och nedre ytorna hos staget mätt vinkelrätt mot själva medelsvängnings- linjen. Svängningen A definieras såsom det maximala avståndet medelsvängningslinjen M kordalinjen C mått vinkelrätt mot kordalinjen. Enligt uppfinningen är stagets korda väsentligt längre än kordan hos ett förhållandet mellan den maximala tjockleken och kordan mellan och konventionellt stag. Dessutom är ett annat mätt för stagens kapacitet att ändra riktning pà gasflödet. Den maximala tjockleken är företrädesvis mindre än 20 %, särskilt mindre än 15 % och mer specifikt ungefär 10 % av kordan i enlighet med det exempel som visas i ritningarna.The mean oscillation line. M is defined as the location of points halfway between the upper and lower surfaces of the strut measured perpendicular to the mean pivot line itself. The oscillation A is defined as the maximum distance the mean oscillation line M the cord line C measures perpendicular to the cord line. According to the invention, the chord of the strut is substantially longer than the chord of a ratio between the maximum thickness and the chord between and conventional strut. In addition, another measure of the stay's capacity to change the direction of the gas flow. The maximum thickness is preferably less than 20%, especially less than 15% and more specifically about 10% of the chord according to the example shown in the drawings.
Stagen dessutom ,16,2l,24,25 är fördelade i den ringformade kompressorstrukturens 14 asymmetriskt omkretsriktning, se fig. 3, för optimal strukturell styrka. Ett första 15 av stagen är arrangerat vid det shögsta möjliga vertikala läget i kompressorstrukturens gaskanal. Det första staget 15 har en nagot större tjocklek än de andra stagen l6,21,24,25 för att ta emot en radiell drivaxel för en startmotor. De ytterligare stagen 16,21 respektive 24,25 är symmetriskt fördelade med avseende pá ett plan 23 som samanfaller med det första staget 15 och är parallellt med. den axiella riktningen 18 för gasturbinens kompressionssystem. 2D 528 183 Närmare bestämt är tvä av stagen 16,21 respektive 24,25 anordnade pä vardera sidan av det symmetriska planet 23.The struts, in addition, 16.2l, 24.25 are distributed in the asymmetrical circumferential direction of the annular compressor structure 14, see Fig. 3, for optimum structural strength. A first 15 of the struts is arranged at the highest possible vertical position in the gas duct of the compressor structure. The first strut 15 has a slightly greater thickness than the second struts 16,21,24,25 to receive a radial drive shaft for a starter motor. The further struts 16,21 and 24,25, respectively, are symmetrically distributed with respect to a plane 23 which coincides with the first strut 15 and is parallel to it. the axial direction 18 of the gas turbine compression system. 2D 528 183 More specifically, two of the struts 16,21 and 24,25, respectively, are arranged on each side of the symmetrical plane 23.
Ett flertal sä kallade eller uppdelande blad 19 , 2 0 är arrangerade mellan stagen l5,16,2l,24,25. De bladen 19.20 är således anordnade i nämnda kompressorstruktur 14 och aerodynami ska blad, aerodynamiska bildar en enda cirkulär kaskad av stag. De aerodynamiska bladen är väsentligt mindre och lättare än stagen och är icke lastupptagande sett ur strukturell synpunkt. Stagen är mänga färre till antalet jämfört med de aerodynamiska bladen.A plurality of so-called or dividing blades 19, 20 are arranged between the struts l5,16,2l, 24,25. The blades 19.20 are thus arranged in said compressor structure 14 and aerodynamics shall, aerodynamic blades form a single circular cascade of struts. The aerodynamic blades are significantly smaller and lighter than the struts and are non-load-bearing from a structural point of view. The struts are many fewer in number compared to the aerodynamic blades.
De aerodynamiska bladen 19,20 är anordnade att assistera stagen för ändringen av gasflödets riktning frän rotorn 10 till en huvudsakligen axiell riktning.The aerodynamic blades 19,20 are arranged to assist the struts for changing the direction of the gas flow from the rotor 10 to a substantially axial direction.
De uppdelande bladen 19,20 är placerade och inrättade att påverkas av för reducera risken att rotorraden uppströms ett flöde frän Stagprofilerna är likasä optimerade för att reducera inverkan uppströms frän stagets potentiella flöde pä rotorn uppströms genom val av lämplig radie hos den potentiellt stagen. främre kanten och av kilvinklar.The dividing blades 19,20 are positioned and arranged to be actuated by to reduce the risk of the rotor row upstream of a flow from the stay profiles are also optimized to reduce the impact upstream of the potential flow of the stay on the rotor upstream by selecting the appropriate radius of the potential stay. front edge and of wedge angles.
Dessutom kan de uppdelande bladen 19,20, vilka inte har strukturellt bärande likaså svängda i riktningen för kordan, krökta, eller till och med böjda tvärs kordariktningarna för att minska pä intensiteten hos det sekundära flödet, säsom hästsko- och att flödes- tryckgradienterna styrs i stagpassagerna med ett lagt sidoförhällande. nägon funktion, vara kanalvi rvl ar , genom och 528 183 11 Behovet av uppdelande blad för att minska på antalet även införandet av den asymmetriska stagplaceringen i IMC/ICC-kanalen i omkretsriktningen, se fig. 3. I själva verket är stagen placerade för att stag medger ta upp strukturella laster' och särskilt laster från motorns infästningar på ett optimalt sätt sett ur strukturell synpunkt. De uppdelande bladen 19, 20 är följaktligen fördelade likartad återvirvl ing av flödet asymmetriska fördelningen av stagen. för att ge en trots den I beskrivningen ovan refererar' motorns rotationsaxel och den axiella riktningen för motor/gasturbinens kompressionssystem/kompressorstruktur till samma axel 18.In addition, the dividing blades 19,20, which do not have a structural support, can also be pivoted in the direction of the cord, curved, or even bent across the cord directions to reduce the intensity of the secondary flow, such as horseshoe and that the flow pressure gradients are controlled in the stay passages with a laid side cover. any function, be channel vortices, through and 528 183 11 The need for dividing blades to reduce the number also the introduction of the asymmetric stay placement in the IMC / ICC channel in the circumferential direction, see Fig. 3. In fact, the stays are placed to stays allow to take up structural loads' and especially loads from the engine mounts in an optimal way from a structural point of view. The dividing blades 19, 20 are consequently distributed similarly to the vortex of the flow asymmetrical distribution of the struts. to give one notwithstanding that In the above description, the axis of rotation of the engine and the axial direction of the engine / gas turbine compression system / compressor structure refer to the same axis 18.
Uppfinningen är på intet sätt begränsad till de ovan beskrivna stället är ett alternativ och modifieringar möjliga utan att man utförandena, i antal f rångår uppf innings tanken i enl ighet med de följ ande patentkraven.The invention is in no way limited to the places described above, an alternative and modifications are possible without the embodiments, in number departing from the spirit of the invention in accordance with the following claims.
Exempelvis är arrangemanget med de mindre aerodynamiska bladen blad) i fig. 4 illustration av en möjlig konfiguration och är därför (uppdelande enbart en inte uttömmande vad avser hur de uppdelande bladen kan vara placerade i de axiella, radiella och tangentiella riktningarna med avseende på stagen. Såsom ett exempel kan en aerodynamisk skovel vara anordnad vid den bakre kanten av ett specifikt stag som en slags klaff för att öka stagets kapacitet att ändra riktning på gasflödet.For example, the arrangement with the smaller aerodynamic blade blades) in Fig. 4 is an illustration of a possible configuration and is therefore (splitting only a non-exhaustive one as to how the splitting blades can be placed in the axial, radial and tangential directions with respect to the struts. As an example, an aerodynamic vane may be provided at the rear edge of a specific strut as a kind of flap to increase the strut's ability to change direction of gas flow.
Såsom ett alternativ till att vara solida kan nämnda aerodynamiska blad vara ihåliga i tvärsnitt, dvs 528 183 12 átminstone ha ett huvudsakligen tomrum eller utrymme, nödvändigtvis dock inte ett genomgående hàl. utförande kan kompressorstrukturen vara utformad att ändra riktning I enlighet med ett alternativt pà gasflödet till en riktning som skiljer sig fràn den axiella riktningen. Kompressorstrukturen kan exempelvis vara utformad för att ändra riktning pà pa gasflödet fràn en inkommande riktning pà +50° till en utgående -10°. ändrande kapaciteten hos kompressorns konstruktion kan vara cirka 60-70°. riktning pà Den maximala gasflödesriktnings-As an alternative to being solid, said aerodynamic blades may be hollow in cross-section, i.e. at least have a substantially void or space, but not necessarily a continuous hole. In this embodiment, the compressor structure may be designed to change direction in accordance with an alternative to the gas flow to a direction different from the axial direction. The compressor structure may, for example, be designed to change the direction of the gas flow from an incoming direction of + 50 ° to an outgoing -10 °. changing the capacity of the compressor design can be about 60-70 °. direction of The maximum gas flow direction
Claims (25)
Priority Applications (8)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SE0401496A SE528183C2 (en) | 2004-06-01 | 2004-06-01 | Gas turbine compressor system for aircraft engine, has compression structure held directly downstream last rotor in low pressure compression section and has several struts having cambered shape |
| AT05744925T ATE395506T1 (en) | 2004-06-01 | 2005-05-31 | GAS TURBINE COMPRESSION SYSTEM AND COMPRESSOR STRUCTURE |
| EP05744925A EP1756406B1 (en) | 2004-06-01 | 2005-05-31 | Gas turbine compression system and compressor structure |
| RU2006146220/06A RU2354852C2 (en) | 2004-06-01 | 2005-05-31 | Gas turbine compressor device and compressor housing element |
| PCT/SE2005/000828 WO2005119028A1 (en) | 2004-06-01 | 2005-05-31 | Gas turbine compression system and compressor structure |
| DE602005006807T DE602005006807D1 (en) | 2004-06-01 | 2005-05-31 | GAS TURBINE COMPRESSION SYSTEM AND COMPRESSOR STRUCTURE |
| JP2007514993A JP4918034B2 (en) | 2004-06-01 | 2005-05-31 | Gas turbine compression system and compressor structure |
| ES05744925T ES2306149T3 (en) | 2004-06-01 | 2005-05-31 | GAS TURBINE COMPRESSION SYSTEM AND COMPRESSOR STRUCTURE. |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SE0401496A SE528183C2 (en) | 2004-06-01 | 2004-06-01 | Gas turbine compressor system for aircraft engine, has compression structure held directly downstream last rotor in low pressure compression section and has several struts having cambered shape |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| SE0401496D0 SE0401496D0 (en) | 2004-06-01 |
| SE0401496L SE0401496L (en) | 2005-12-02 |
| SE528183C2 true SE528183C2 (en) | 2006-09-19 |
Family
ID=32653584
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SE0401496A SE528183C2 (en) | 2004-06-01 | 2004-06-01 | Gas turbine compressor system for aircraft engine, has compression structure held directly downstream last rotor in low pressure compression section and has several struts having cambered shape |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4918034B2 (en) |
| SE (1) | SE528183C2 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10253779B2 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-09 | General Electric Company | Inlet guide vane assembly for reducing airflow swirl distortion of an aircraft aft fan |
| US10252790B2 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-09 | General Electric Company | Inlet assembly for an aircraft aft fan |
| US10259565B2 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-16 | General Electric Company | Inlet assembly for an aircraft aft fan |
| US10704418B2 (en) | 2016-08-11 | 2020-07-07 | General Electric Company | Inlet assembly for an aircraft aft fan |
| WO2021219949A1 (en) | 2020-04-29 | 2021-11-04 | Safran Aircraft Engines | Intermediate flow-straightening casing with monobloc structural arm |
| EP4027019A1 (en) * | 2021-01-08 | 2022-07-13 | Safran Aero Boosters | Subassembly for an aircraft turbine engine |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2015142200A1 (en) * | 2014-03-18 | 2015-09-24 | General Electric Company | Exhaust gas diffuser with main struts and small struts |
| KR101931025B1 (en) * | 2017-09-12 | 2018-12-19 | 두산중공업 주식회사 | Gas turbine |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60141500A (en) * | 1983-12-28 | 1985-07-26 | タキロン株式会社 | Continuous manufacture of bored synthetic resin pipe |
| JPS60141500U (en) * | 1984-03-01 | 1985-09-19 | 三菱重工業株式会社 | Variable strut of axial fan |
| JPH01315698A (en) * | 1988-06-15 | 1989-12-20 | Toshiba Corp | Axial flow compressor |
| US4989406A (en) * | 1988-12-29 | 1991-02-05 | General Electric Company | Turbine engine assembly with aft mounted outlet guide vanes |
| CA2036821A1 (en) * | 1990-06-29 | 1991-12-30 | Larry W. Stransky | Bypass valve system |
| JPH04124499A (en) * | 1990-09-13 | 1992-04-24 | Toshiba Corp | Axial-flow compressor |
| US6375419B1 (en) * | 1995-06-02 | 2002-04-23 | United Technologies Corporation | Flow directing element for a turbine engine |
| JPH09280198A (en) * | 1996-04-17 | 1997-10-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Ventilating fan |
| US6145300A (en) * | 1998-07-09 | 2000-11-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated fan / low pressure compressor rotor for gas turbine engine |
| US6457938B1 (en) * | 2001-03-30 | 2002-10-01 | General Electric Company | Wide angle guide vane |
| JP2003056360A (en) * | 2001-08-09 | 2003-02-26 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Jet engine |
-
2004
- 2004-06-01 SE SE0401496A patent/SE528183C2/en not_active IP Right Cessation
-
2005
- 2005-05-31 JP JP2007514993A patent/JP4918034B2/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10253779B2 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-09 | General Electric Company | Inlet guide vane assembly for reducing airflow swirl distortion of an aircraft aft fan |
| US10252790B2 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-09 | General Electric Company | Inlet assembly for an aircraft aft fan |
| US10259565B2 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-16 | General Electric Company | Inlet assembly for an aircraft aft fan |
| US10704418B2 (en) | 2016-08-11 | 2020-07-07 | General Electric Company | Inlet assembly for an aircraft aft fan |
| WO2021219949A1 (en) | 2020-04-29 | 2021-11-04 | Safran Aircraft Engines | Intermediate flow-straightening casing with monobloc structural arm |
| FR3109795A1 (en) * | 2020-04-29 | 2021-11-05 | Safran Aircraft Engines | STRAIGHTENING INTERMEDIATE HOUSING WITH MONOBLOC STRUCTURAL ARM |
| EP4027019A1 (en) * | 2021-01-08 | 2022-07-13 | Safran Aero Boosters | Subassembly for an aircraft turbine engine |
| BE1028999B1 (en) * | 2021-01-08 | 2022-08-16 | Safran Aero Boosters | Aircraft turbomachine sub-assembly |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| SE0401496L (en) | 2005-12-02 |
| JP2008501091A (en) | 2008-01-17 |
| JP4918034B2 (en) | 2012-04-18 |
| SE0401496D0 (en) | 2004-06-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8757965B2 (en) | Gas turbine compression system and compressor structure | |
| EP1756406A1 (en) | Gas turbine compression system and compressor structure | |
| US9874222B2 (en) | Scroll structure of turbine housing | |
| JP5124276B2 (en) | Gas turbine intermediate structure and gas turbine engine including the intermediate structure | |
| EP3168417B1 (en) | Optimal lift designs for gas turbine engines | |
| US10738617B2 (en) | Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades | |
| CN102220881B (en) | Turbocharger with axial turbine and parallel flow compressor | |
| EP3514334B1 (en) | Lightweight fan blade with mid-span shroud | |
| US8453463B2 (en) | Anti-vortex device for a gas turbine engine compressor | |
| US20100158684A1 (en) | Vane assembly configured for turning a flow in a gas turbine engine, a stator component comprising the vane assembly, a gas turbine and an aircraft jet engine | |
| JP2017120077A (en) | Midspan shrouded turbine rotor blades | |
| EP2692994A1 (en) | Turbine of a turbocharger | |
| JP4918034B2 (en) | Gas turbine compression system and compressor structure | |
| JP6258325B2 (en) | Gas turbine engine having a radial diffuser and a shortened middle section | |
| US9631518B2 (en) | Exhaust diffuser and method for manufacturing an exhaust diffuser | |
| CN118369491A (en) | Aircraft turbine | |
| EP2096320A1 (en) | Cascade of axial compressor | |
| CN111911238A (en) | Gas turbine engine | |
| CN107304683B (en) | Airfoil with variable slot separation | |
| CN115413308A (en) | Compressor module for a turbomachine | |
| WO2010002294A1 (en) | A vane for a gas turbine component, a gas turbine component and a gas turbine engine | |
| JP2023174527A (en) | Turbine hgp component with stress-relieving cooling circuit | |
| EP4100628B1 (en) | Strut cover for a turbine | |
| EP2300689B1 (en) | A gas turbine engine and a gas turbine engine component | |
| US20230258088A1 (en) | Stator vane for a turbomachine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| NUG | Patent has lapsed |