[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

EP1155760B1 - Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils - Google Patents

Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils Download PDF

Info

Publication number
EP1155760B1
EP1155760B1 EP01109115A EP01109115A EP1155760B1 EP 1155760 B1 EP1155760 B1 EP 1155760B1 EP 01109115 A EP01109115 A EP 01109115A EP 01109115 A EP01109115 A EP 01109115A EP 1155760 B1 EP1155760 B1 EP 1155760B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
casting
cooling
polymer foam
process according
protective layer
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.)
Expired - Lifetime
Application number
EP01109115A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP1155760A1 (de
Inventor
Dr. Alexander Beek
Dr.Peter Ernst
Reinhard Fried
Hans-Joachim Rösler
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.)
General Electric Technology GmbH
Original Assignee
Alstom Technology 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 Alstom Technology AG filed Critical Alstom Technology AG
Priority to EP05111586A priority Critical patent/EP1645347B1/de
Publication of EP1155760A1 publication Critical patent/EP1155760A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP1155760B1 publication Critical patent/EP1155760B1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C7/00—Patterns; Manufacture thereof so far as not provided for in other classes
    • B22C7/02—Lost patterns
    • B22C7/023—Patterns made from expanded plastic materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C7/00—Patterns; Manufacture thereof so far as not provided for in other classes
    • B22C7/02—Lost patterns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
    • B22C9/04—Use of lost patterns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
    • B22C9/04—Use of lost patterns
    • B22C9/043—Removing the consumable pattern
    • 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
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on 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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/182—Transpiration cooling
    • F01D5/183—Blade walls being porous
    • 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
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • 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
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • F05D2230/211—Manufacture essentially without removing material by casting by precision casting, e.g. microfusing or investment casting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/606—Directionally-solidified crystalline structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/611—Coating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/612—Foam

Definitions

  • the invention relates to a method for producing a thermally loaded casting of a thermal turbomachine according to the preamble of claim 1.
  • thermal turbomachines charged with hot gas for example turbine blades of gas turbines
  • cooling air bores or with cooling structures in order to be able to increase the temperature of the hot gas on the one hand and to extend the service life of the affected parts on the other hand.
  • the inside or a double-walled cooling system, for example, of a turbine blade with cooling air is cooled by dissipating the heat to the outside.
  • the outside of the blade is cooled by a film, which forms on the surface of the turbine blade. The aim is to make film cooling as effective as possible while at the same time reducing the amount of cooling air.
  • metal felts in turbine blades are known. This is apparent, for example, from the documents DE-C2-32 03 869 or from DE-C2-32 35 230.
  • This application of a metal felt has the task of providing an (internal) cooling system.
  • this metal felt can serve as protection against abrasion by external mechanical loads, in particular when it has been arranged on the outside of the turbine blade and coated with a ceramic protective layer.
  • a turbine blade with similar properties is also known from European publication EP-B1-132667.
  • the invention is based on the object to provide a method for producing a thermally loaded casting of a thermal turbomachine with an integrated cooling structure, which increases the efficiency of the turbomachine.
  • the cooling structure should consist of the same material as the casting and, if possible, can be produced in one step during the casting process.
  • the object is achieved by a method according to the preamble of claim 1 in that a wax model of the part to be cooled is provided, at least one polymer foam is provided, which is stapled to the wax model or introduced into a cavity of the wax model containing at least one polymer foam and the wax model in a ceramic material be immersed, wherein the ceramic material accumulates around the wax model and also fills the polymer foam with the ceramic material, the ceramic material is dried, so that a mold is formed, the wax and the at least one polymer foam are removed by a heat treatment, the Casting with the mold is made by a known casting process and the ceramic material is removed.
  • an externally whitening, open-pored cooling structure can be coated with a ceramic protective layer in front of the casting additional, external abrasion and to protect it from the surrounding hot gases. Due to the open-pored structure of the metal foam, the ceramic protective layer adheres very well to it and the possibility of chipping due to the extreme operating conditions is reduced. In addition, the cooling under the ceramic protective layer is still ensured, provided that the cooling structure is not completely penetrated by the ceramic protective layer.
  • a polymer foam with a variable pore size can be used so as to strengthen or reduce cooling of certain areas of the cooling system compared to other areas.
  • the thermally loaded casting may be a nozzle or bucket, a heat release segment, a platform of the nozzle or bucket, or a combustor wall of a gas turbine, or a bucket of a compressor.
  • the invention relates to a method for producing a thermally loaded casting of a thermal turbomachine.
  • these may be, for example, a guide or moving blade of a gas turbine or a compressor, a heat recovery segment of a gas turbine, the wall of a combustion chamber or a similar, highly thermally loaded casting.
  • castings are manufactured using casting furnaces generally known in the art. Such a casting furnace can be used to produce complex components that can be exposed to high thermal and mechanical stresses. Depending on the process conditions, it is possible to produce the casting body directionally solidified. In this case, it is possible to form it as single crystal ("single crystal", SX) or polycrystalline as columnar crystals which have a preferred direction ("directionally solidified", DS). Of particular importance is that directed solidification occurs under conditions where there is a strong heat exchange between a cooled part of a molten raw material receiving mold and the still molten raw material. It may then form a zone of directionally solidified material with a solidification front, which migrates with continuous removal of heat to form the directly solidified Giess stressess by the mold.
  • SX single crystal
  • DS directionally solidified
  • the device consists of a vacuum chamber containing an upper heating chamber and a lower cooling chamber. Both chambers are separated by a baffle.
  • the vacuum chamber receives a mold, which is filled with a melt.
  • a superalloy based on nickel is used.
  • In the middle of the baffle there is an opening through which the mold is slowly moved from the heating chamber into the cooling chamber during the process so that the casting solidifies from the bottom upwards. The downward movement is done by a drive rod on which the mold is mounted.
  • the bottom of the mold is water cooled.
  • Below the baffle means for generating and guiding a gas flow are present. These means provide by the gas flow next to the lower cooling chamber for additional cooling and thus for a larger temperature gradient at the solidification front.
  • the turbine blade 1 of Figure 1 has a cavity 6, from which cooling air 18 is passed through inner cooling holes 8,8b in the double-walled cooling system 7 during operation of the turbomachine.
  • the arrows indicate the flow direction of the cooling air 18.
  • the cooling air 18 then flows both inside the turbine blade in the height and to the trailing edge 3 of the turbine blade 1. It can the cooling system 7 at the trailing edge 3, to outer cooling holes 8,8 a or to larger cooling holes 8,8 c, both at the front 2, on the pressure side 4 or on the suction side 5 may be present, leave again.
  • Film cooling is established at the outer cooling holes 8, 8a, while the walls inside the cooling system 7 are cooled by convection.
  • axial ribs 10 may also be present within the cooling system 8, in which case no metal foam 9 is present and in which the cooling air 18 can flow unhindered.
  • FIG. 3 which shows the front edge 2 from the blade root 9 to the blade tip 10 in the form of a longitudinal section through a turbine blade 1 according to the invention, reveals the flow direction of the cooling air 18.
  • the cooling air 18 enters the cooling system 7 through internal cooling openings 8, 8b from the cavity 6 on.
  • the cooling air 18 then flows through the pores of the metal foam 9, which is located within the cooling system 7.
  • the aim of the invention is now to produce such, filled with open-cell metal foam 9 cooling systems 7 already during the casting process with cast iron furnace, as mentioned above, integral with the entire casting.
  • a wax model of the part to be cooled is provided.
  • An open-pore polymer foam which, for example, a Polyurethane foam is stapled to the wax model of the part to be molded or introduced into a possibly existing cavity of the wax model.
  • Various wax / polymer models can also be stapled together to form an entire model.
  • the polymer foam and the wax model is then immersed in a liquid, ceramic material, which is also called slip. Not only does the wax mold form the casting's casting mold, but the ceramic material also penetrates into the pores of the polymer foam.
  • the slurry penetrates the polymer foam completely because it is an open-pore foam.
  • the ceramic material is dried, so that the mold with which the casting is produced arises.
  • the wax and also the polymer foam is removed by a suitable heat treatment, ie burned out.
  • the casting mold is fired, ie it contains its strength in this way.
  • the casting is made in a known manner with the resulting mold by a known, further described above furnace. Since the liquid alloy penetrates without difficulty during filling not only in the mold itself, but also in the pores formed by the polymer foam, which form the subsequent cooling system, the above-mentioned metal foam 9 is formed as a cooling system 7 simultaneously during the solidification of the alloy.
  • the cast part and the metal foam then consist of one part and further process steps for producing the cooling structure do not occur.
  • This type of production avoids by the casting process and the subsequent solidification also a porosity of the superalloy within the metal foam 9, since even during filling the liquid alloy evenly distributed within the open-pore mold (created by the polymer foam).
  • the ceramic casting mold can then be removed in a suitable manner, for example by using an acid or an alkali.
  • FIG. 2 schematically shows a section through a turbine blade 1 according to the invention.
  • the cooling structure 7 is present only at the front edge 2 of the turbine blade 1.
  • This cooling structure 7 was created as described above by simply adhering the polymer foam to the wax model. All other manufacturing steps are the same.
  • the cooling air 18 penetrates from the cavity 6 through the cooling holes 8,8b in the cooling structure 7 a.
  • the cooling structure 7 itself is coated with a ceramic protective layer 11 (Thermal Barrier Coating, TBC). This is done, for example, by a known from the prior art plasma spray method or an equivalent coating method.
  • TBC Thermal Barrier Coating
  • the coating of the porous cooling structure 7 with TBC can be done in various ways (by varying the parameters such as spray angle, distance, particle size, velocity, temperature, etc.).
  • the cooling structure 7 can be completely penetrated with TBC, so that the pores of the metal foam 9 are completely filled. Pores allow very good adhesion of the TBC.
  • the cooling structure 7 may also be covered with TBC only in a layer near the surface, so that there is still a layer underneath the protective layer of TBC into which cooling air 18 can penetrate. It is also conceivable that cooling holes 8 are present within the protective layer 11, through which the cooling air 18 exits to the outside. Due to the open-pore structure of the metal foam 9, the ceramic protective layer 11 adheres very well.
  • the adhesion of the ceramic protective layer 11 to the cooling structure By a coarsening to the pore size outward (where the protective layer 11 is applied), the adhesion of the ceramic protective layer 11 to the cooling structure to be improved.
  • the chipping of the TBC during operation of the casting by poor adhesion to the base material is advantageously significantly reduced or prevented.
  • the ceramic protective layer 11 itself is porous enough to allow the passage of cooling air to a sufficient extent, no external cooling holes are required. In this way, a so-called sweat cooling can be achieved, which has proven to be very effective in the cooling effect.
  • Possible cooling holes 8 within the ceramic protective layer 11 may be formed by appropriate masking prior to coating with TBC and unmasking by suitable means thereafter.
  • the masking can be done, for example, with polymer foam, which is burned out for unmasking.
  • a second way of masking the surface is to provide places within the mold that occupy that location. In this case, the ceramic mold is removed at these locations only after coating with TBC.
  • a metal foam 9 as in FIG. 2 on the outer surface and the additional coating with TBC makes sense, in particular, at the points at which abrasion by mechanical action can occur, for example at the blade tip of a turbine blade 1 or on a heat release segment, since the open-pore structure of the metal foam 9 is very flexible and not clogged by the abrasion itself. Overall, however, the abrasion is reduced by the flexibility of the metal foam 9.
  • FIGS. 4 to 8 Casting parts, as shown in FIGS. 4 to 8, can also be produced by the method according to the invention.
  • Figures 4 and 5 show a heat rejection segment 14 of a gas turbine.
  • This heat statement 1 can have a double-walled cooling structure 7 (FIG. 4) or also an externally attached metal foam 9 (FIG. 5), which, analogously to the turbine blade of FIG. 2, can be completely or partially coated with a protective layer 11 made of TBC.
  • the heat dissipation segment is traversed by cooling air 18. This is made possible by the open-pore metal foam 9.
  • the cooling air 18 penetrates through cooling holes 8 in the cooling system 7 and leaves it through this again.
  • FIGS. 6a, 6b show two variants of section VI of FIG. 5.
  • the metal foam 9 can obtain a different pore size by varying the pore size of the polymer foam during the production process.
  • FIG. 6a shows the metal foam 9 1 , 9 2 with a variable pore size. This allows a stronger or a weaker cooling einzetner areas of the casting. As already mentioned above, this is also advantageous for a better hold of the protective layer 11 on the metal foam 9.
  • the protective layer 11 may also be pierced with cooling holes 8 through which the cooling air 18 can flow to the outside.
  • the cooling system 7 consists of several layers of the metal foam 9 and intermediate plates 15.
  • the number of layers metal foam 9 / plate 15 is selected only by way of example and depends on special application. Already during production, as described above, several layers of wax / polymer foam are provided, from which subsequently the casting mold for the casting, as already described above, is manufactured. This leads during production directly to the embodiment shown in Figure 6b.
  • the cooling air 18 penetrates the metal foam 9, can flow within a "plane" and cool by convection or transpiration. Although the various planes are separated by the plates 15, there are cooling holes 8 through which the cooling air 18 can change the plane. Generally, the specific design depends Of course, this cooling system 7 from the individual case.
  • the cooling holes 8 within the plates 15 are also already produced during manufacture.
  • the embodiment also applies to the guide vane 16 shown in FIG. 7, which has two cooled platforms 17, and the likewise cooled combustion chamber wall 19 shown in FIG. 8.
  • Further exemplary embodiments, which are not illustrated with figures, are the cooled castings (FIG. Shovels, etc.) of a compressor.
  • the castings with an integrated, open-pore cooling system 7 produced by the method according to the invention are also advantageous because the pressure difference of the cooling medium between the external pressure and the internal pressure (inside the cavity 6) greatly influences the effectiveness of the cooling. This pressure difference can be very well adjusted and controlled by the appropriate choice of pores (distribution, size, etc.) of the metal foam 9.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

    TECHNISCHES GEBIET
  • Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils einer thermischen Turbomaschine gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
    • STAND DER TECHNIK
  • Es ist seit langem bekannt, mit Heissgas beaufschlagte Teile thermischer Turbomaschinen, also beispielsweise Turbinenschaufeln von Gasturbinen, mit Kühlluftbohrungen oder mit Kühlstrukturen zu versehen, um einerseits die Temperatur des Heissgases erhöhen zu können und andererseits die Lebensdauer der betroffenen Teile zu verlängern. Zum einen wird die Innenseite oder ein doppelwandig geführtes Kühlsystem beispielsweise einer Turbinenschaufel mit Kühlluft durch Abfuhr der Wärme nach aussen gekühlt. Zum anderen wird die Aussenseite der Schaufel durch einen Film, welcher sich an der Oberfläche der Turbinenschaufel bildet, gekühlt. Es ist dabei Ziel, die Filmkühlung so effektiv wie möglich zu gestalten und gleichzeitig die Kühlluftmenge zu reduzieren.
  • Gasturbinenschaufeln, welche mit einer Filmkühlung arbeiten, sind beispielsweise aus den Druckschriften DE 43 28 401 oder US 4,653,983 bekannt.
  • Darüber hinaus ist der Einsatz von Metallfilzen bei Turbinenschaufeln bekannt. Dies geht beispielsweise aus den Schriften DE-C2-32 03 869 oder aus DE-C2-32 35 230 hervor. Diese Anwendung eines Metallfilzes hat die Aufgabe, eine (internes) Kühlsystem bereitzustellen. Gleichzeitig kann dieser Metallfilz als Schutz vor Abrasion durch externe mechanische Belastungen dienen, insbesondere wenn er an der Aussenseite der Turbinenschaufel angeordnet und mit einer keramischen Schutzschicht beschichtet worden ist. Eine Turbinenschaufel mit ähnlichen Eigenschaften ist auch aus der Europäischen Schrift EP-B1-132 667 bekannt.
  • Wenig vorteilhaft bei diesen Schaufeln ist aber, dass sie nicht aus einem Teil besteht, sondern der Metallfilz immer in einem weiteren Verfahrensschritt montiert werden muss.
    • DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, ein Verfahren zur Herstellung eines thermisch belastetes Gussteils einer thermischen Turbomaschine mit einer integrierten Kühlstruktur zu schaffen, welches den Wirkungsgrad der Turbomaschine erhöht. Dabei soll die Kühlstruktur aus demselben Material bestehen wie das Gussteil und möglichst auch in einem Schritt während des Giessverfahrens hergestellt werden können.
  • Erfindungsgemäss wird die Aufgabe durch ein Verfahren gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1 dadurch gelöst, dass ein Wachsmodell des zu kühlenden Teils bereitgestellt wird, mindestens ein Polymerschaum bereitgestellt wird, welcher an das Wachsmodell geheftet oder in einen Hohlraum des Wachsmodells eingeführt wird, der mindestens eine Polymerschaum und das Wachsmodell in ein keramisches Material eingetaucht werden, wobei sich das keramische Material um das Wachsmodell herum anlagert und sich auch der Polymerschaum mit dem keramischen Material füllt, das keramische Material getrocknet wird, so dass eine Gussform entsteht, das Wachs und der mindestens eine Polymerschaum durch eine Wärmebehandlung entfernt werden, das Gussteil mit der Gussform durch ein bekanntes Gussverfahrens hergestellt wird und das keramische Material entfernt wird.
  • Weiter kann eine nach aussen weissende, offenporige Kühlstruktur mit einer keramischen Schutzschicht überzogen werden, um das Gussteil vor zusätzlicher, externer Abrasion und vor den es umgebenden Heissgasen zu schützen. Durch die offenporige Struktur des Metallschaums, haftet die keramische Schutzschicht sehr gut daran und die Möglichkeit einer Abplatzung durch die extremen Betriebsbedingungen wird verringert. Zusätzlich ist die Kühlung unter der keramischen Schutzschicht noch sichergestellt, sofern die Kühlstruktur nicht ganz von der keramischen Schutzschicht durchdrungen ist.
  • Vorteilhaft kann ein Polymerschaum mit einer variablen Porengrösse verwendet werden, um so bestimmte Bereiche des Kühlsystems gegenüber anderen Bereichen verstärkt bzw. vermindert zu kühlen. Es wird sich mit Vorteil um ein Giessverfahren zur Herstellung eines einkristallinen oder gerichtet erstarrten Bauteils handeln. Es kann sich beispielsweise bei dem thermisch belasteten Gussteil um eine Leit- oder eine Laufschaufel, um ein Wärmestausegment, um eine Plattform der Leit- oder der Laufschaufel oder um eine Brennkammerwand einer Gasturbine oder um eine Laufschaufel eines Verdichters handeln.
    • KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNG
  • Es zeigen:
    • Fig. 1
    einen Ausschnitt einer gekühlten Turbinenschaufel, welche nach dem erfindungsgemässen Verfahren hergestellt worden ist,
    Fig. 2
    einen Querschnitt durch eine erfindungsgemässe Turbinenschaufel,
    Fig. 3
    einen Längsschnitt durch eine erfindungsgemässe Turbinenschaufel,
    Fig. 4
    einen Schnitt durch eine Ausführungsform eines erfindungsgemässen Wärmeschutzschildes,
    Fig. 5
    einen Schnitt durch eine zweite Ausführungsform eines erfindungsgemässen Wärmeschutzschildes,
    Fig. 6a
    eine Variation des Ausschnitts VI in der Figur 5,
    Fig. 6b
    eine zweite Variation des Ausschnitts VI in der Figur 5,
    Fig. 7
    eine erfindungsgemässe Leitschaufel mit gekühlten Plattformen und
    Fig. 8
    eine gekühlte Wand einer Brennkammer, welche nach dem erfindungsgemässen Verfahren hergestellt worden ist.
  • Es werden nur die für die Erfindung wesentlichen Elemente dargestellt. Gleiche Elemente sind in unterschiedlichen Zeichnungen mit gleichen Bezugszeichen versehen. Die Strömungsrichtung wird mit Pfeilen bezeichnet.
    • WEG ZUR AUSFÜHRUNG DER ERFINDUNG
  • Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils einer thermischen Turbomaschine. Dabei kann es sich im einzelnen beispielsweise um eine Leit- oder Laufschaufel einer Gasturbine oder eines Kompressors, um ein Wärmestausegment einer Gasturbine, um die Wand einer Brennkammer oder um ein ähnliches, thermisch hoch belastetes Gussteil handeln. Diese Gussteile und das erfindungsgemässe Verfahren zu ihrer Herstellung werden im folgenden anhand der beiliegenden Figuren näher erläutert. Allen diesen Gussteilen ist gemein, dass sie aufgrund der externen thermischen Belastung zu kühlen sind und aus diesem Grund ein integriertes, offenporiges Kühlsystem enthalten.
  • Diese Gussteile werden mit allgemein aus dem Stand der Technik bekannten Gussöfen herstellt. Mit einem solchen Gussofen können komplex ausgebildete und hohen thermischen und mechanischen Belastungen aussetzbare Bauteile hergestellt werden. Je nach Verfahrenbedingungen ist es möglich, den Giesskörper gerichtet erstarrt herzustellen. Dabei besteht die Möglichkeit, ihn als Einkristall ("single crystal", SX) oder polykristallin als Stengelkristalle, welche eine Vorzugsrichtung aufweisen, ("directionally solidified", DS) auszubilden. Von besonderer Bedeutung ist es, dass die gerichtete Erstarrung unter Bedingungen stattfindet, bei denen zwischen einem gekühlten Teil einer geschmolzenes Ausgangsmaterial aufnehmenden Gussform und dem noch geschmolzenen Ausgangsmaterial ein starker Wärmeaustausch stattfindet. Es kann sich dann eine Zone gerichtet erstarrten Materials mit einer Erstarrungsfront ausbilden, welche bei dauerndem Entzug von Wärme unter Bildung des direkt erstarrten Giesskörpers durch die Gussform wandert.
  • Aus der Schrift EP-A1-749 790 ist beispielsweise ein solches Verfahren und eine Vorrichtung zur Herstellung eines gerichtet erstarrten Giesskörpers bekannt. Die Vorrichtung besteht aus einer Vakuumkammer, welche eine obere Heizkammer und eine untere Kühlkammer enthält. Beide Kammern sind durch ein Baffle getrennt. Die Vakuumkammer nimmt eine Gussform auf, welche mit einer Schmelze gefüllt wird. Für die Herstellung von thermisch und mechanisch belastbaren Teilen, wie im Falle von Leit- und Laufschaufeln von Gasturbinen, wird beispielsweise eine Superlegierung auf der Basis von Nickel verwendet. In der Mitte des Baffles ist eine Öffnung vorhanden, durch welche die Gussform während des Verfahrens langsam von der Heizkammer in die Kühlkammer bewegt wird, so dass das Gussstück von unten nach oben gerichtet erstarrt. Die Abwärtsbewegung geschieht durch eine Antriebsstange, auf welcher die Gussform gelagert ist. Der Boden der Gussform ist wassergekühlt ausgeführt. Unterhalb des Baffles sind Mittel zum Erzeugen und Führen einer Gasströmung vorhanden. Diese Mittel sorgen durch die Gasströmung neben der unteren Kühlkammer für eine zusätzliche Kühlung und dadurch für einen grösseren Temperaturgradient an der Erstarrungsfront.
  • Ein ähnliches Verfahren, welches neben Heiz- und Kühlkammer mit einer zusätzlichen Gaskühlung arbeitet, ist beispielsweise auch aus der Patentschrift US 3,690,367 bekannt.
  • Ein weiteres Verfahren zur Herstellung eines gerichtet erstarrten Giesskörpers ist aus der Druckschrift US 3,763,926 bekannt. Bei diesem Verfahren wird eine mit einer aufgeschmolzenen Legierung gefüllte Gussform kontinuierlich in ein auf ca. 260° C aufgeheiztes Bad getaucht. Hierdurch wird eine besonders rasche Abfuhr von Wärme aus der Gussform erreicht. Dieses und andere, ähnliche Verfahren sind unter dem Begriff LMC (liquid metal cooling) bekannt.
  • Es ist für die Erfindung vorteilhaft, diese Art von Gussöfen zur Herstellung von einkristallinen oder gerichtet erstarrten Gussteilen zu benutzen, sie ist jedoch nicht darauf beschränkt.
  • Das erfindungsgemässe Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel 1, wie sie beispielsweise in den Figuren 1 bis 3 in verschiedenen Ausführungsformen dargestellt ist, bezieht sich auf ein in die Turbinenschaufel 1 integriertes Kühlsystem 7, welches ganz oder teilweise mit einem offenporigen Metallschaum 9 ausgefüllt ist. Die Turbinenschaufel 1 der Figur 1 besitzt einen Hohlraum 6, von dem aus während des Betriebs der Turbomaschine Kühlluft 18 durch innere Kühllöcher 8,8b in das doppelwandig ausgestaltete Kühlsystem 7 geleitet wird. Die Pfeile geben die Strömungsrichtung der Kühlluft 18 an. Die Kühlluft 18 strömt dann sowohl innerhalb der Turbinenschaufel in die Höhe als auch an die Hinterkante 3 der Turbinenschaufel 1. Sie kann das Kühlsystem 7 an der Hinterkante 3, an äusseren Kühllöchem 8,8a oder auch an grösseren Kühlöffnungen 8,8c, welche beide an der Vorderseite 2, an der Druckseite 4 oder an der Saugseite 5 vorhanden sein können, wieder verlassen. An den äusseren Kühllöchem 8,8a stellt sich eine Filmkühlung ein, während die Wände im Inneren des Kühlsystems 7 durch Konvektion gekühlt werden. Wie an dem Ausbruch in der Figur 1 sichtbar ist, können je nach Anwendungsfall auch innerhalb des Kühlsystems 8 axiale Rippen 10 vorhanden sein, in welchen kein Metallschaum 9 vorhanden ist und in welchen die Kühlluft 18 ungehindert strömen kann.
  • Die Figur 3, weiche die Vorderkante 2 vom Schaufelfuss 9 bis zur Schaufelspitze 10 in der Form eines Längsschnitts durch eine erfindungsgemässe Turbinenschaufel 1 zeigt, offenbart die Strömungsrichtung der Kühlluft 18. Die Kühlluft 18 tritt in das Kühlsystem 7 durch innere Kühlöffnungen 8,8b vom Hohlraum 6 ein. Die Kühlluft 18 durchströmt dann die Poren des Metallschaums 9, welche sich innerhalb des Kühlsystems 7 befindet.
  • Ziel der Erfindung ist es nun, derartige, mit offenporigem Metallschaum 9 gefüllte Kühlsysteme 7 bereits während des Giessverfahrens mit Gussöfen, wie sie weiter oben erwähnt wurden, integral mit dem gesamten Gussteil zu fertigen. Dazu wird ein Wachsmodell des zu kühlenden Teils bereitgestellt. Ein offenporiger Polymerschaum, welcher beispielsweise ein Polyurethanschaum sein kann, wird an das Wachsmodell des zu giessenden Teils geheftet oder in einen möglicherweise vorhandenen Hohlraum des Wachsmodells eingeführt. Es können auch verschiedene Wachs/Polymermodell zu einem gesamten Modell zusammengeheftet werden. Der Polymerschaum und das Wachsmodell wird dann in ein flüssiges, keramisches Material, welches auch Schlicker genannt wird, eingetaucht. Dabei bildet sich nicht nur um das Wachsmodell die spätere Gussform des Gussteils, sondern das keramische Material dringt auch in die Poren des Polymerschaums ein. Der Schlicker durchdringt den Polymerschaum ganz, da es sich um einen offenporigen Schaum handelt. Anschliessend wird das keramische Material getrocknet, so dass die Gussform, mit welcher das Gussteil hergestellt wird, entsteht. Nach dem Trocknungsvorgang des Schlickers wird das Wachs und auch der Polymerschaum durch eine geeignete Wärmebehandlung entfernt, d.h. ausgebrannt. Bei diesem Verfahrenschritt wird die Gussform gebrannt, d.h. sie enthält auf diese Weise ihre Festigkeit. Das Gussteil wird mit der so entstandenen Gussform durch einen bekannten, weiter oben näher beschriebenen Gussofen auf bekannte Weise hergestellt. Da die flüssige Legierung beim Einfüllen nicht nur in die Gussform selbst, sondern auch in die durch den Polymerschaum entstandenen Poren, welche das spätere Kühlsystem bilden, ohne Probleme eindringt, entsteht der oben erwähnte Metallschaum 9 als Kühlsystem 7 gleichzeitig während der Erstarrung der Legierung. Vorteilhaft bestehen dann das Gussteil und der Metallschaum aus einem Teil und weitere Verfahrensschritte zur Herstellung der Kühlstruktur fallen nicht an. Diese Art der Herstellung vermeidet durch den Giessvorgang und die anschliessende Erstarrung auch eine Porosität der Superlegierung innerhalb des Metallschaums 9, da sich die flüssige Legierung schon während des Einfüllens gleichmässig innerhalb des offenporigen Gussform (entstanden durch den Polymerschaum) verteilt.
  • Die keramische Gussform kann anschliessend auf geeignete Weise entfernt werden, so zum Beispiel durch Anwendung einer Säure oder einer Lauge.
  • Mit dem beschriebenen Verfahren kann auch eine Struktur geschaffen werden, wie sie in der Figur 2, welche schematisch einen Schnitt durch eine erfindungsgemässe Turbinenschaufel 1 zeigt, sichtbar ist. In diesem Fall ist die Kühlstruktur 7 lediglich an der Vorderkante 2 der Turbinenschaufel 1 vorhanden. Geschaffen wurde diese Kühlstruktur 7 wie bereits oben beschrieben durch einfaches Anheften des Polymerschaums an das Wachsmodell. Alle anderen Verfahrensschritte der Herstellung sind gleich. Bei dem Ausführungsbeispiel der Figur 2 dringt die Kühlluft 18 von dem Hohlraum 6 durch die Kühllöcher 8,8b in die Kühlstruktur 7 ein. Die Kühlstruktur 7 selber ist mit einer keramischen Schutzschicht 11 (Thermal Barrier Coating, TBC) beschichtet. Dies geschieht beispielsweise durch ein aus dem Stand der Technik bekanntes Plasma-Spray-Verfahren oder ein gleichwertiges Beschichtungsverfahren.
  • Selbstverständlich sind vor der Beschichtung mit dem TBC aus dem Stand der Technik eine bekannte, hier nicht näher erwähnte Wärmebehandlung des Rohgussteils notwendig. Auch ist denkbar, dass vor der Beschichtung mit TBC eine metallische Schutzschicht wie MCrAIY mit bekannten Mitteln aufgetragen wird.
  • Die Beschichtung der porösen Kühlstruktur 7 mit TBC kann auf verschiedene Weise (durch Variation der Parameter wie Sprühwinkel, -distanz, -partikelgrösse, -geschwindigkeit, -temperatur etc.) geschehen. Die Kühlstruktur 7 kann vollständig mit TBC durchdrungen werden, so dass die Poren des Metallschaums 9 ganz gefüllt sind. Durch Poren wird eine sehr gute Haftung des TBC ermöglicht. Die Kühlstruktur 7 kann auch lediglich in einer Schicht nahe der Oberfläche mit TBC bedeckt sein, so dass unterhalb der Schutzschicht aus TBC noch eine Schicht besteht, in welche Kühlluft 18 eindringen kann. Es ist ebenso denkbar, dass Kühllöcher 8 innerhalb der Schutzschicht 11 vorhanden sind, durch die die Kühlluft 18 nach aussen austritt. Durch die offenporige Struktur des Metallschaums 9 haftet die keramische Schutzschicht 11 sehr gut daran. Durch eine Vergröberung zur der Porengrösse nach aussen hin (dort wo die Schutzschicht 11 aufgetragen wird) kann die Haftung der keramischen Schutzschicht 11 an der Kühlstruktur noch verbessert werden. Die Abplatzung des TBC während des Betriebes des Gussteils durch schlechte Haftung auf dem Grundmaterial wird vorteilhaft deutlich verringert bzw. verhindert.
  • Ist die keramische Schutzschicht 11 selbst porös genug, dass sie den Durchlass von Kühlluft in hinreichendem Masse erlaubt, sind keine externen Kühllöcher erforderlich. Auf diese Weise kann eine sogenannte Schwitzkühlung erreicht werden, welche sich als sehr effektiv in der Kühlwirkung erwiesen hat.
  • Mögliche Kühllöcher 8 innerhalb der keramischen Schutzschicht 11 können dadurch entstanden sein, dass eine geeignete Maskierung vor der Beschichtung mit TBC und eine Demaskierung mit geeigneten Mitteln danach stattfindet. Die Maskierung kann beispielsweise mit Polymerschaum geschehen, welcher zur Demaskierung ausgebrannt wird, Ein zweite Möglichkeit die Oberfläche zu maskieren besteht darin, innerhalb der Gussform stellen vorzusehen, welche dieser Stelle besetzen. In diesem Fall wird die keramische Gussform an diesen Stellen erst nach einer Beschichtung mit TBC entfernt.
  • Das Anfertigen eines Metallschaums 9 wie in der Figur 2 an der äusseren Fläche und das zusätzliche Beschichten mit TBC ist insbesondere an den Stellen sinnvoll, an denen es zu einem Abrieb durch eine mechanische Einwirkung kommen kann, so zum Beispiel an der Schaufelspitze einer Turbinenschaufel 1 oder an einem Wärmestausegment, da die offenporige Struktur des Metallschaums 9 sehr flexibel ist und durch den Abrieb selbst nicht verstopft. Insgesamt wird der Abrieb durch die Flexibilität des Metallschaums 9 jedoch verringert.
  • Mit dem erfindungsgemässen Verfahren können auch Gussteile, wie sie in den Figuren 4 bis 8 dargestellt sind, hergestellt werden. Die Figuren 4 und 5 zeigen ein Wärmestausegment 14 einer Gasturbine. Dieses Wärmestausgement 1 kann eine doppelwandige Kühlstruktur 7 haben (Figur 4) oder auch einen aussen angebrachten Metallschaum 9 (Figur 5), welcher analog zur Turbinenschaufel der Figur 2 ganz oder teilweise mit einer Schutzschicht 11 aus TBC beschichtet sein kann. In beiden Ausführungsformen wird das Wärmestausegment mit Kühlluft 18 durchströmt. Dies wird durch den offenporigen Metallschaum 9 ermöglicht. Die Kühlluft 18 dringt durch Kühllöcher 8 in das Kühlsystem 7 ein und verlässt es durch diese auch wieder.
  • Die Figuren 6a, 6b zeigen zwei Varianten des Ausschnitts VI der Figur 5. Wie aus der Figur 6a ersichtlich, kann der Metallschaum 9 durch Variation der Porengrösse des Polymerschaums während des Herstellungsverfahrens eine unterschiedliche Porengrösse erhalten. Die Figur 6a zeigt den Metallschaum 91,92 mit einer variablen Porengrösse. Dies ermöglicht eine stärkere bzw. eine schwächere Kühlung einzetner Bereiche des Gussteils. Wie weiter oben bereits erwähnt ist dies auch für einen besseren Halt der Schutzschicht 11 auf dem Metallschaum 9 von Vorteil. Wie oben beschrieben kann die Schutzschicht 11 auch mit Kühllöchern 8 durchbrochen sein, durch die die Kühlluft 18 nach aussen strömen kann.
  • Während des Betriebes der Gussteils kann es notwendig sein, die Kühlluft zu filtern, um zu verhindern, dass die feinporige Struktur nicht durch Verunreinigungen, welche sich in der Kühlluft befinden, verstopft und so die Kühlleistung herabsetzt.
  • In der Figur 6b, welche eine zweite Variante des Ausschnitts VI der Figur 5 zeigt, besteht das Kühlsystem 7 aus mehreren Schichten von dem Metallschaum 9 und dazwischen liegenden Platten 15. Die Anzahl der Schichten Metallschaum 9/Platte 15 ist nur beispielhaft gewählt und hängt vom speziellen Anwendungsfall ab. Bereits während der Herstellung, wie sie oben beschrieben wurde, werden mehrere Schichten aus Wachs/Polymerschaum bereitgestellt, aus welchen anschliessend die Gussform für das Gussteil, wie bereits weiter oben beschrieben, gefertigt wird. Das führt während der Herstellung unmittelbar zu dem in der Figur 6b dargestellten Ausführungsbeispiel. Die Kühlluft 18 durchdringt den Metallschaum 9, kann innerhalb einer "Ebene" strömen und durch Konvektion bzw. Transpiration kühlen. Die verschiedenen Ebenen sind zwar durch die Platten 15 getrennt, es existieren aber Kühllöcher 8, durch welche die Kühlluft 18 die Ebene wechseln kann. Allgemein hängt die konkrete Ausgestaltung dieses Kühlsystems 7 natürlich vom Einzelfall ab. Die Kühllöcher 8 innerhalb der Platten 15 werden ebenfalls schon während der Herstellung erzeugt.
  • Die gemachten Ausführung gelten auch für die in der Figur 7 dargestellte Leitschaufel 16, weiche zwei gekühlte Plattformen 17 aufweist, und die in der Figur 8 gezeigte, ebenfalls gekühlte Brennkammerwand 19. Weitere Ausführungsbeispiele, welche nicht mit Figuren dargestellt sind, sind die gekühlten Gussteile (Schaufeln etc.) eines Kompressors.
  • Die mit dem erfindungsgemässen Verfahren hergestellten Gussteile mit einem integrierten, offenporigen Kühlsystem 7 sind auch deshalb vorteilhaft, da die Druckdifferenz des Kühlmediums zwischen dem äusseren Druck und dem inneren Druck (innerhalb des Hohlraum 6) die Effektivität der Kühlung stark beeinflusst. Diese Druckdifferenz kann durch die geeignete Wahl der Poren (Verteilung, Grösse, etc.) des Metallschaums 9 sehr gut eingestellt und kontrolliert werden.
    • BEZUGSZEICHENLISTE
    • 1
    Turbinenschaufel
    2
    Vorderkante
    3
    Hinterkante
    4
    Druckseite
    5
    Saugseite
    6
    Hohlraum von Turbinenschaufel 1
    7
    Kühlstruktur
    8
    Kühllöcher
    8a
    Kühllöcher, aussen
    8b
    Kühllocher, innen
    8c
    Kühlöffnung
    9
    Metallschaum
    91,92
    Metallschaum variabler Porosität
    10
    Axiale Rippen
    11
    Keramische Schutzschicht
    12
    Schaufelfuss
    13
    Schaufelspitze
    14
    Wärmestausegment
    15
    Platte
    16
    Leitschaufel
    17
    Plattform von Leitschaufel 16
    18
    Kühlluft
    19
    Brennkammerwand

Claims (9)

  1. Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils (1,14,16,17) einer thermischen Turbomaschine mit einem bekannten Gussverfahren, wobei das thermisch belastete Gussteil (1,14,16,17) eine integrierte Kühlstruktur (7) aufweist und mit einer Gussform hergestellt wird,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    (a) ein Wachsmodell des zu kühlenden Teils bereitgestellt wird,
    (b) mindestens ein Polymerschaum bereitgestellt wird, welcher an das Wachsmodell geheftet oder in einen Hohlraum des Wachsmodells eingeführt wird,
    (c) der mindestens eine Polymerschaum und das Wachsmodell in ein keramisches Material (Schlicker) eingetaucht werden, wobei sich das keramische Material um das Wachsmodell herum anlagert und sich auch der Polymerschaum mit dem keramischen Material füllt,
    (d) das keramische Material getrocknet wird, so dass eine Gussform entsteht,
    (e) das Wachs und der mindestens eine Polymerschaum durch eine Wärmebehandlung entfernt werden,
    (f) das Gussteil (1,14,16,17) mit der Gussform durch ein bekanntes Gussverfahren hergestellt wird und
    (g) das keramische Material entfernt wird.
  2. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    eine nach aussen weisende, sich am Gussteil (1,14,16,17) befindenden offenporige Kühlstruktur (7) mit einer keramischen Schutzschicht (11) beschichtet wird.
  3. Verfahren nach Anspruch 2,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die keramische Schutzschicht (11) die Kühlstruktur (7) ganz durchdringt oder die Kühlstruktur (7) nur oberflächennah mit der Schutzschicht (11) beschichtet ist.
  4. Verfahren nach Anspruch 3,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    an Stellen der Oberfläche des Gussteils (1,14,16,17), an denen Kühllöcher (8) entstehen sollen, vor der Beschichtung mit einer keramischen Schutzschicht (11) maskiert werden und diese Stellen nach der Beschichtung wieder demaskiert werden.
  5. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    mehrere Schichten von dem Polymerschaum und dem Wachs vorhanden sind, welche zur Herstellung von offenporigen Kühlstrukturen (7), welche durch Platten (15) voneinander getrennt sind, dienen.
  6. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    der Polymerschaum eine variable Porengrösse aufweist.
  7. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    es sich bei dem Polymerschaum um einen Polyurethanschaum handelt.
  8. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    ein Gussverfahren zur Herstellung von einkristallinen oder gerichtet erstarrten Gussteilen verwendet wird.
  9. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    es sich um Verfahren zur Herstellung einer Leit- oder einer Laufschaufel (1), eines Wärmestausegments (14), einer Plattform (17) der Leit- oder der Laufschaufel (1,16), einer Brennkammerwand (18) einer Gasturbine oder einer Leit- oder Laufschaufel (1,16) eines Verdichters handelt.
EP01109115A 2000-05-17 2001-04-12 Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils Expired - Lifetime EP1155760B1 (de)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP05111586A EP1645347B1 (de) 2000-05-17 2001-04-12 Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE10024302A DE10024302A1 (de) 2000-05-17 2000-05-17 Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils
DE10024302 2000-05-17

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP05111586A Division EP1645347B1 (de) 2000-05-17 2001-04-12 Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1155760A1 EP1155760A1 (de) 2001-11-21
EP1155760B1 true EP1155760B1 (de) 2006-02-15

Family

ID=7642477

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP05111586A Expired - Lifetime EP1645347B1 (de) 2000-05-17 2001-04-12 Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils
EP01109115A Expired - Lifetime EP1155760B1 (de) 2000-05-17 2001-04-12 Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP05111586A Expired - Lifetime EP1645347B1 (de) 2000-05-17 2001-04-12 Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils

Country Status (3)

Country Link
US (1) US6412541B2 (de)
EP (2) EP1645347B1 (de)
DE (3) DE10024302A1 (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013144022A1 (en) 2012-03-28 2013-10-03 Alstom Technology Ltd Method for removing a ceramic

Families Citing this family (72)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1186748A1 (de) * 2000-09-05 2002-03-13 Siemens Aktiengesellschaft Laufschaufel für eine Strömungsmaschine sowie Strömungsmaschine
US6695582B2 (en) * 2002-06-06 2004-02-24 General Electric Company Turbine blade wall cooling apparatus and method of fabrication
EP1475567A1 (de) * 2003-05-08 2004-11-10 Siemens Aktiengesellschaft Schichtstruktur und Verfahren zur Herstellung einer Schichtstruktur
EP1481747A3 (de) * 2003-05-27 2007-05-02 Alstom Technology Ltd Verfahren zur Herstellung eines wärmebelasteten Bauteils sowie wärmebelastetes Bauteil
EP1496140A1 (de) * 2003-07-09 2005-01-12 Siemens Aktiengesellschaft Schichtstruktur und Verfahren zur Herstellung einer Schichtstruktur
EP1533113A1 (de) 2003-11-14 2005-05-25 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperatur-Schichtsystem zur Wärmeableitung und Verfahren zu dessen Herstellung
US20050111966A1 (en) * 2003-11-26 2005-05-26 Metheny Alfred P. Construction of static structures for gas turbine engines
DE10360164A1 (de) 2003-12-20 2005-07-21 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbinenbauteil
EP1769840A4 (de) * 2004-04-14 2008-12-31 Kureha Corp Poröse wasserfiltermembran aus vinylidenfluoridharz-hohlfaser und herstellungsverfahren dafür
US7144220B2 (en) * 2004-07-30 2006-12-05 United Technologies Corporation Investment casting
DE102005002671B3 (de) * 2005-01-14 2006-06-22 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Turbinenschaufel für Strömungsmaschinen und Verfahren zu ihrer Herstellung
US7500828B2 (en) * 2005-05-05 2009-03-10 Florida Turbine Technologies, Inc. Airfoil having porous metal filled cavities
US20080257517A1 (en) * 2005-12-16 2008-10-23 General Electric Company Mold assembly for use in a liquid metal cooled directional solidification furnace
DE102006031305A1 (de) * 2006-07-06 2008-01-10 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbinenbauteil für Flugtriebwerke sowie Verfahren zur Herstellung von Gasturbinenbauteilen für Flugtriebwerke
GB0613715D0 (en) 2006-07-11 2006-08-23 Rolls Royce Plc A seal between relatively moveable members
US7968144B2 (en) * 2007-04-10 2011-06-28 Siemens Energy, Inc. System for applying a continuous surface layer on porous substructures of turbine airfoils
EP2184449A1 (de) * 2008-11-05 2010-05-12 Siemens Aktiengesellschaft Leitschaufelträger, und Gasturbine und Gas- bzw. Dampfturbinenanlage mit solchem Leitschaufelträger
GB0822416D0 (en) * 2008-12-10 2009-01-14 Rolls Royce Plc A seal and a method of manufacturing a seal
EP2462079A4 (de) * 2009-08-09 2015-07-29 Rolls Royce Corp Träger für einen gebrannten artikel
EP2418354A1 (de) 2010-08-10 2012-02-15 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung einer innengekühlten Turbinenschaufel und Gasturbine mit einer so hergestellten Turbinenschaufel
US8387245B2 (en) 2010-11-10 2013-03-05 General Electric Company Components with re-entrant shaped cooling channels and methods of manufacture
US8673397B2 (en) 2010-11-10 2014-03-18 General Electric Company Methods of fabricating and coating a component
US9249491B2 (en) 2010-11-10 2016-02-02 General Electric Company Components with re-entrant shaped cooling channels and methods of manufacture
US8727727B2 (en) 2010-12-10 2014-05-20 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US8753071B2 (en) 2010-12-22 2014-06-17 General Electric Company Cooling channel systems for high-temperature components covered by coatings, and related processes
US8807944B2 (en) * 2011-01-03 2014-08-19 General Electric Company Turbomachine airfoil component and cooling method therefor
US8533949B2 (en) 2011-02-14 2013-09-17 General Electric Company Methods of manufacture for components with cooling channels
US8793871B2 (en) 2011-03-17 2014-08-05 Siemens Energy, Inc. Process for making a wall with a porous element for component cooling
US8528208B2 (en) 2011-04-11 2013-09-10 General Electric Company Methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers
US8601691B2 (en) 2011-04-27 2013-12-10 General Electric Company Component and methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers
US9216491B2 (en) 2011-06-24 2015-12-22 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US9327384B2 (en) 2011-06-24 2016-05-03 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US9057523B2 (en) * 2011-07-29 2015-06-16 United Technologies Corporation Microcircuit cooling for gas turbine engine combustor
US9206696B2 (en) 2011-08-16 2015-12-08 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US9249672B2 (en) 2011-09-23 2016-02-02 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US20130086784A1 (en) 2011-10-06 2013-04-11 General Electric Company Repair methods for cooled components
US9249670B2 (en) 2011-12-15 2016-02-02 General Electric Company Components with microchannel cooling
US9435208B2 (en) 2012-04-17 2016-09-06 General Electric Company Components with microchannel cooling
US9243503B2 (en) 2012-05-23 2016-01-26 General Electric Company Components with microchannel cooled platforms and fillets and methods of manufacture
DE102013109116A1 (de) 2012-08-27 2014-03-27 General Electric Company (N.D.Ges.D. Staates New York) Bauteil mit Kühlkanälen und Verfahren zur Herstellung
US8974859B2 (en) 2012-09-26 2015-03-10 General Electric Company Micro-channel coating deposition system and method for using the same
US9242294B2 (en) 2012-09-27 2016-01-26 General Electric Company Methods of forming cooling channels using backstrike protection
US9238265B2 (en) 2012-09-27 2016-01-19 General Electric Company Backstrike protection during machining of cooling features
US9562436B2 (en) 2012-10-30 2017-02-07 General Electric Company Components with micro cooled patterned coating layer and methods of manufacture
US9200521B2 (en) 2012-10-30 2015-12-01 General Electric Company Components with micro cooled coating layer and methods of manufacture
US9003657B2 (en) 2012-12-18 2015-04-14 General Electric Company Components with porous metal cooling and methods of manufacture
US10018052B2 (en) 2012-12-28 2018-07-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having engineered vascular structure
US10036258B2 (en) 2012-12-28 2018-07-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure
WO2014143340A2 (en) * 2013-03-03 2014-09-18 Uskert Richard C Gas turbine engine component having foam core and composite skin with cooling slot
DE102013212465B4 (de) * 2013-06-27 2015-03-12 MTU Aero Engines AG Dichtanordnung für eine Strömungsmaschine, eine Leitschaufelanordnung und eine Strömungsmaschine mit einer derartigen Dichtanordnung
US20150064019A1 (en) * 2013-08-30 2015-03-05 General Electric Company Gas Turbine Components with Porous Cooling Features
US9278462B2 (en) 2013-11-20 2016-03-08 General Electric Company Backstrike protection during machining of cooling features
US9476306B2 (en) 2013-11-26 2016-10-25 General Electric Company Components with multi-layered cooling features and methods of manufacture
EP3096900B1 (de) 2014-01-23 2020-04-15 United Technologies Corporation Verfahren zur additiven herstellung einer form
US9789536B2 (en) 2015-01-20 2017-10-17 United Technologies Corporation Dual investment technique for solid mold casting of reticulated metal foams
US9737930B2 (en) 2015-01-20 2017-08-22 United Technologies Corporation Dual investment shelled solid mold casting of reticulated metal foams
US9789534B2 (en) 2015-01-20 2017-10-17 United Technologies Corporation Investment technique for solid mold casting of reticulated metal foams
US10094287B2 (en) 2015-02-10 2018-10-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with vascular cooling scheme
US9884363B2 (en) 2015-06-30 2018-02-06 United Technologies Corporation Variable diameter investment casting mold for casting of reticulated metal foams
US9731342B2 (en) 2015-07-07 2017-08-15 United Technologies Corporation Chill plate for equiax casting solidification control for solid mold casting of reticulated metal foams
US10221694B2 (en) 2016-02-17 2019-03-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure
US10598026B2 (en) * 2016-05-12 2020-03-24 General Electric Company Engine component wall with a cooling circuit
US10458259B2 (en) 2016-05-12 2019-10-29 General Electric Company Engine component wall with a cooling circuit
US20180051566A1 (en) * 2016-08-16 2018-02-22 General Electric Company Airfoil for a turbine engine with a porous tip
US10583489B2 (en) * 2017-04-26 2020-03-10 General Electric Company Method of providing cooling structure for a component
US20180347442A1 (en) * 2017-05-31 2018-12-06 General Electric Company Lattice structure in cooling pathway by additive manufacture
US10974312B2 (en) 2017-06-28 2021-04-13 General Electric Company Additively manufactured casting core-shell mold with integrated filter and ceramic shell
US11208902B2 (en) * 2018-12-03 2021-12-28 General Electric Company Tip rail cooling insert for turbine blade tip cooling system and related method
US10774653B2 (en) 2018-12-11 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Composite gas turbine engine component with lattice structure
CN110566290A (zh) * 2019-07-23 2019-12-13 华南理工大学 金属丝冶金结合多孔材料在制造耐高温机械零件的应用
US11746660B2 (en) 2021-12-20 2023-09-05 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine components with foam filler for impact resistance
US11834956B2 (en) * 2021-12-20 2023-12-05 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine components with metallic and ceramic foam for improved cooling

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1508663B1 (de) * 1966-02-02 1970-06-25 Howe Sound Company, New York, N y (V.St.A.) Verfahren und Vorrichtung zum Herstellen von Ausschmelzmodellen für das Präzisionsgießverfahren
US3616841A (en) * 1967-10-30 1971-11-02 Energy Research And Generation Method of making an inorganic reticulated foam structure
US3690367A (en) * 1968-07-05 1972-09-12 Anadite Inc Apparatus for the restructuring of metals
US3627015A (en) * 1970-06-01 1971-12-14 Hughes Aircraft Co Cocoon casting of directionally solidified articles
US3763926A (en) * 1971-09-15 1973-10-09 United Aircraft Corp Apparatus for casting of directionally solidified articles
BE790956A (fr) * 1971-11-05 1973-03-01 Penny Robert N Tube de flamme pour chambre de combustion de moteur a turbine agaz
US4195683A (en) * 1977-12-14 1980-04-01 Trw Inc. Method of forming metal article having plurality of airfoils extending outwardly from a hub
JPS5483624A (en) * 1977-12-16 1979-07-03 Hitachi Ltd Production of three dimentional net like porous metal having continuous voids
GB2042648B (en) * 1979-02-24 1983-05-05 Rolls Royce Gas turbine engine hollow blades
GB2068818B (en) * 1980-02-12 1983-05-25 Rolls Royce Lost wax patterns
GB2096523B (en) * 1981-03-25 1986-04-09 Rolls Royce Method of making a blade aerofoil for a gas turbine
DE3203869C2 (de) * 1982-02-05 1984-05-10 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Turbinenlaufschaufel für Strömungsmaschinen, insbesondere Gasturbinentriebwerke
DE3235230A1 (de) * 1982-09-23 1984-03-29 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Gasturbinenschaufel mit metallkern und keramikblatt
DE3327218A1 (de) * 1983-07-28 1985-02-07 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Thermisch hochbeanspruchtes, gekuehltes bauteil, insbesondere turbinenschaufel
US4653983A (en) * 1985-12-23 1987-03-31 United Technologies Corporation Cross-flow film cooling passages
GB2205261B (en) * 1987-06-03 1990-11-14 Rolls Royce Plc Method of manufacture and article manufactured thereby
DE3806987A1 (de) * 1988-03-03 1989-09-14 Thyssen Industrie Verfahren zur herstellung von gussstuecken nach dem wachsausschmelzverfahren
DE3928394A1 (de) * 1989-08-28 1991-03-21 Eska Medical Gmbh & Co Verfahren zur herstellung eines implantates mit einer seine oberflaeche zumindest teilweise bedeckenden metallischen offenzelligen struktur
FR2666528B1 (fr) * 1990-09-12 1993-07-02 Snecma Procede de preparation d'un moule de fonderie a partir de mousse alveolaire et barbotines ceramiques utilisees.
DE4128425A1 (de) * 1991-08-27 1992-03-19 Eska Medical Gmbh & Co Verfahren zur herstellung eines implantates mit einer seine oberflaeche zumindest teilweise bedeckenden metallischen offenmaschigen struktur
US5253976A (en) * 1991-11-19 1993-10-19 General Electric Company Integrated steam and air cooling for combined cycle gas turbines
US5690473A (en) * 1992-08-25 1997-11-25 General Electric Company Turbine blade having transpiration strip cooling and method of manufacture
US5511603A (en) * 1993-03-26 1996-04-30 Chesapeake Composites Corporation Machinable metal-matrix composite and liquid metal infiltration process for making same
US5439750A (en) * 1993-06-15 1995-08-08 General Electric Company Titanium metal matrix composite inserts for stiffening turbine engine components
DE4328401A1 (de) * 1993-08-24 1995-03-02 Abb Management Ag Turbinenschaufel für eine Gasturbine
DE19539770A1 (de) * 1995-06-20 1997-01-02 Abb Research Ltd Verfahren zur Herstellung eines gerichtet erstarrten Gießkörpers und Vorrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens
US5535810A (en) * 1995-07-28 1996-07-16 Zimmer, Inc. Cast orthopaedic implant and method of making same
GB2310896A (en) * 1996-03-05 1997-09-10 Rolls Royce Plc Air cooled wall
DE19612500A1 (de) * 1996-03-29 1997-10-02 Bleistahl Prod Gmbh & Co Kg Verfahren zur Herstellung von Zylinderköpfen für Verbrennungsmotoren
DE19718886A1 (de) * 1997-05-03 1998-11-05 Bosch Gmbh Robert Verfahren zur Herstellung von porösen Formkörpern

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013144022A1 (en) 2012-03-28 2013-10-03 Alstom Technology Ltd Method for removing a ceramic

Also Published As

Publication number Publication date
DE10024302A1 (de) 2001-11-22
US20010042607A1 (en) 2001-11-22
US6412541B2 (en) 2002-07-02
EP1155760A1 (de) 2001-11-21
DE50114026D1 (de) 2008-07-24
EP1645347B1 (de) 2008-06-11
EP1645347A1 (de) 2006-04-12
DE50108928D1 (de) 2006-04-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1155760B1 (de) Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils
EP1065026B1 (de) Verfahren zur Herstellung oder zur Reparatur von Kühlkanälen in einstristallinen Komponenten von Gasturbinen
DE69322300T2 (de) Verfahren und Form zur Herstellung gegossener, hochtemperaturbeständiger und dünnwandiger Strukturen und das hergestellte Produkt
EP1828544B1 (de) Verfahren zur herstellung eines bauteils mit eingebettetem kanal sowie bauteil
EP1173657B1 (de) Turbinenschaufel und verfahren zur herstellung einer turbinenschaufel
EP1322838B1 (de) Laufschaufel für eine strömungsmaschine sowie strömungsmaschine
EP0575685B1 (de) Feinguss mit Verschleissflächen
EP3191244B1 (de) Verfahren zur herstellung einer laufschaufel und so erhaltene schaufel
DE102014220787A1 (de) Gasturbinenbauteil mit Innenmodul und Verfahren zu seiner Herstellung unter Verwendung von Selektivem Laserschmelzen
WO2006061267A1 (de) Schichtsystem, verwendung und verfahren zur herstellung eines schichtsystems
EP1193006B1 (de) Verfahren zur Herstellung eines gekühlten Feingussteils
EP3768447A1 (de) Verfahren zur herstellung einer gussform zum einfüllen von schmelze sowie gussform
DE60117715T2 (de) Modellform, ihr Herstellungsverfahren und Verfahren zur Modellherstellung für Gussstücke mit verbesserter Wärmeübertragungsfläche
EP1930096A1 (de) Verfahren zum Herstellen eines Modells für die feingusstechnische Darstellung einer wenigstens einen Hohlraum aufweisenden Komponente
DE102014213343A1 (de) Turbinenrad eines Abgasturboladers und zugehöriges Herstellungsverfahren
DE10235492A1 (de) Verfahren zum Brennen eines keramischen Kerns
EP2845918A1 (de) Verfahren zur zumindest teilweisen Beschichtung einer Schaufel, eine Beschichtungsvorrichtung und eine Schaufel
WO1999006166A1 (de) Turbinenschaufel sowie verfahren zur herstellung einer turbinenschaufel
EP1331361B1 (de) Gegossene Turbinenleitschaufel mit Hakensockel
EP1557533B1 (de) Kühlung einer Turbinenschaufel mit einem Doppelboden zwischen Schaufelblatt und Schaufelspitze
EP1481747A2 (de) Verfahren zur Herstellung eines wärmebelasteten Bauteils sowie wärmebelastetes Bauteil
DE10151000A1 (de) Verfahren und Vorrichtung zum Herstellen einer Formgusskokille
WO2006056524A1 (de) Verfahren zum herstellen eines verlorenen modells und darin eingebrachten kern
EP1000225A1 (de) Turbinenschaufel sowie verfahren zur herstellung einer turbinenschaufel
DE2837286C2 (de) Verfahren zur Herstellung einer aus mehreren Teilen zusammengesetzten Maskenform

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE GB

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE TR

AX Request for extension of the european patent

Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: ALSTOM (SWITZERLAND) LTD

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: ALSTOM (SWITZERLAND) LTD

17P Request for examination filed

Effective date: 20020410

AKX Designation fees paid

Free format text: DE GB

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

17Q First examination report despatched

Effective date: 20050215

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE GB

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)

Effective date: 20060323

REF Corresponds to:

Ref document number: 50108928

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20060420

Kind code of ref document: P

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

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

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20061116

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R082

Ref document number: 50108928

Country of ref document: DE

Representative=s name: ROESLER, UWE, DIPL.-PHYS.UNIV., DE

Ref country code: DE

Ref legal event code: R081

Ref document number: 50108928

Country of ref document: DE

Owner name: GENERAL ELECTRIC TECHNOLOGY GMBH, CH

Free format text: FORMER OWNER: ALSTOM TECHNOLOGY LTD., BADEN, CH

Ref country code: DE

Ref legal event code: R081

Ref document number: 50108928

Country of ref document: DE

Owner name: ANSALDO ENERGIA IP UK LIMITED, GB

Free format text: FORMER OWNER: ALSTOM TECHNOLOGY LTD., BADEN, CH

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

Ref country code: GB

Payment date: 20170419

Year of fee payment: 17

Ref country code: DE

Payment date: 20170419

Year of fee payment: 17

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R082

Ref document number: 50108928

Country of ref document: DE

Representative=s name: ROESLER, UWE, DIPL.-PHYS.UNIV., DE

Ref country code: DE

Ref legal event code: R081

Ref document number: 50108928

Country of ref document: DE

Owner name: ANSALDO ENERGIA IP UK LIMITED, GB

Free format text: FORMER OWNER: GENERAL ELECTRIC TECHNOLOGY GMBH, BADEN, CH

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: 732E

Free format text: REGISTERED BETWEEN 20170824 AND 20170830

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R119

Ref document number: 50108928

Country of ref document: DE

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20180412

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

Ref country code: DE

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

Effective date: 20181101

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

Ref country code: GB

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

Effective date: 20180412