CN106050314B - 涡轮框架和用于涡轮框架的翼型件 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮框架(80)，具有内毂(82)、环绕内毂(82)的外毂(84)、在内毂(82)与外毂(84)之间延伸的多个支柱(86)，以及包括安装至内毂(82)和外毂(84)且环绕支柱(86)中的一个的至少第一整流罩(92)和第二整流罩(94)的翼型件(90)。

Description

涡轮框架和用于涡轮框架的翼型件
背景技术
涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从经过发动机流至多个涡轮叶片的燃烧气体获得能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机通常包括支承在操作中经历高温的具有翼型形状的多个沿周向间隔开的导叶的静止涡轮框架。期望可能多地升高燃气涡轮发动机内的操作温度来提高输出和效率两者。
为了保护涡轮框架的支柱免受高温，可使用一件式的卷包式整流罩。该构造需要支柱在毂、外环或两者处与框架组件可分离，以允许整流罩安装在支柱上。这使得安装和现场维护困难。前段和后段围绕支柱夹住的分离式整流罩布置可被使用，但在组装到框架上之后依靠联锁特征来将整流罩的半部分保持在一起。联锁特征消耗大量物理空间，且因此由于其增大空气动力阻挡而不太期望其结合许多框架构造使用。
发明内容
在一方面，本发明的实施例涉及一种用于涡轮框架的翼型件，涡轮框架具有由多个支柱连接的内毂和外毂，支柱具有关于涡轮框架的轴向中心的最大宽度部分，翼型件包括：沿第一连结线和第二连结线连接在一起来形成翼型件的至少第一整流罩和第二整流罩，且限定尺寸确定为在第一整流罩和第二整流罩安装到涡轮框架上时收纳支柱中的一个的内部，其中第一连结线定位成使得在第一整流罩和第二整流罩安装到涡轮框架上且支柱收纳在内部内时，第一连结线在最大宽度部分前方，且第二连结线在最大宽度部分后方。
在另一方面，本发明的实施例涉及一种用于具有轴向中心线的涡轮发动机的涡轮框架，涡轮框架包括内毂、环绕内毂的外毂、在内毂与外毂之间延伸且具有关于轴向中心线的最大宽度部分的多个支柱、包括安装到内毂和外毂上且环绕支柱中的一个且沿第一连结线和第二连结线邻接的至少第一整流罩和第二整流罩的翼型件，其中第一连结线定位在第二连结线的轴向前方。
本发明的第一技术方案提供了一种用于涡轮框架的翼型件，涡轮框架具有由多个支柱连接的内毂和外毂，支柱具有关于涡轮框架的轴向中心的最大宽度部分，翼型件包括：至少第一整流罩和第二整流罩，其沿第一连结线和第二连结线连接在一起来形成翼型件，且限定尺寸确定为在第一整流罩和第二整流罩安装到涡轮框架上时收纳支柱中的一个的内部；以及其中第一连结线定位成使得在第一整流罩和第二整流罩安装到涡轮框架上且支柱收纳在内部内时，第一连结线在最大宽度部分前方，且第二连结线在最大宽度部分后方。
本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，还包括低压表面和高压表面，且第一整流罩和第二整流罩中的各个形成低压表面和高压表面中的各个的至少一部分。
本发明的第三技术方案是在第一技术方案中，还包括在第一整流罩与第二整流罩之间延伸的第一加强筋，以及第一连结线位于第一加强筋处。
本发明的第四技术方案是在第三技术方案中，还包括在第一整流罩与第二整流罩之间延伸的第二加强筋，以及第二连结线位于第二加强筋处。
本发明的第五技术方案是在第四技术方案中，第一加强筋和第二加强筋与彼此沿轴向间隔开，且内部位于第一加强筋与第二加强筋之间。
本发明的第六技术方案是在第一技术方案中，翼型件具有非对称截面。
本发明的第七技术方案是在第一技术方案中，第一整流罩和第二整流罩具有安装到内毂和外毂中的对应一个上的相对的端板。
本发明的第八技术方案提供了一种用于涡轮框架的翼型件，涡轮框架具有由多个支柱连接的沿径向间隔开的内毂和外毂，其中涡轮框架限定轴向中心线，翼型件包括：沿第一连结线和第二连结线连接在一起来形成翼型件的至少第一整流罩和第二整流罩，且第一连结线位于第二连结线的轴向前方。
本发明的第九技术方案是在第八技术方案中，还包括低压表面和高压表面，且第一整流罩和第二整流罩中的各个形成低压表面和高压表面中的各个的至少一部分。
本发明的第十技术方案是在第八技术方案中，还包括在第一整流罩与第二整流罩之间延伸的第一加强筋，以及第一连结线位于第一加强筋处。
本发明的第十一技术方案是在第八技术方案中，还包括在第一整流罩与第二整流罩之间延伸的第二加强筋，以及第二连结线位于第二加强筋处。
本发明的第十二技术方案是在第八技术方案中，第一加强筋和第二加强筋与彼此沿轴向间隔开。
本发明的第十三技术方案提供了一种用于具有轴向中心线的涡轮发动机的涡轮框架，涡轮框架包括：内毂；环绕内毂的外毂；在内毂与外毂之间延伸且具有关于轴向中心线的最大宽度部分的多个支柱；以及翼型件，其包括安装到内毂和外毂上且环绕支柱中的一个，且沿第一连结线和第二连结线邻接的至少第一整流罩和第二整流罩，其中第一连结线定位在第二连结线的轴向前方。
本发明的第十四技术方案是在第十三技术方案中，支柱中的一个具有最大宽度部分，且第一连结线和第二连结线位于最大宽度部分的轴向相对侧上。
本发明的第十五技术方案是在第十四技术方案中，第一连结线和第二连结线中的一者处的翼型件的宽度小于最大宽度部分。
本发明的第十六技术方案是在第十五技术方案中，第一连结线和第二连结线中的各个处的翼型件的宽度小于最大宽度部分。
本发明的第十七技术方案是在第十五技术方案中，还包括在第一整流罩与第二整流罩之间延伸的第一加强筋，以及第一连结线位于第一加强筋处。
本发明的第十八技术方案是在第十七技术方案中，还包括在第一整流罩与第二整流罩之间延伸的第二加强筋，以及第二连结线位于第二加强筋处。
本发明的第十九技术方案是在第十八技术方案中，第一加强筋和第二加强筋与彼此沿轴向间隔开，且内部位于第一加强筋与第二加强筋之间。
本发明的第二十技术方案是在第十九技术方案中，第一整流罩和第二整流罩具有安装到内毂和外毂中的对应一个上的相对的端板。
附图说明
在附图中：
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。
图2为来自图1的发动机的涡轮排气框架的透视图。
图3为图2的涡轮排气框架的分解视图。
图4为用于涡轮框架的现有技术的单件式翼型件的截面。
图5为用于涡轮框架的多件式或分离式翼型件截面的现有技术实例的截面。
图6为沿图2的线VI-VI截取的翼型件导叶的截面视图。
零件列表
10 燃气涡轮发动机
12 中心线
14 前部
16 后部
18 风扇区段
20 风扇
22 压缩机区段
24 低压(LP)压缩机
26 高压(HP)压缩机
28 燃烧区段
30 燃烧器
32 涡轮区段
34 HP涡轮
36 LP涡轮
38 排气区段
40 风扇壳
42 风扇叶片
44 核心
46 核心壳
48 转轴
50 转轴
52 压缩机级
54 压缩机级
56 压缩机叶片
58 压缩机叶片
60 压缩机导叶
62 压缩机导叶
64 单个涡轮级
66 单个涡轮级
68 涡轮叶片
70 涡轮叶片
72 静止涡轮导叶
74 静止涡轮导叶
76 现有技术的导叶
78 备选现有技术的导叶
79 层叠轴线
80 排气框架
82 内毂
83 导管
84 外毂
86 支柱
87 固持件
88 导叶
89 最大宽度部分
90 导叶
92 第一整流罩
94 第二整流罩
96 第一连结线
98 第二连结线
99 内部
100 第一加强筋
102 第二加强筋
104 高压表面
106 低压表面。
具体实施方式
出于阐释本发明的实施例的环境的目的，图1示出了用于飞行器的燃气涡轮发动机10。发动机10具有从前部14至后部16延伸的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游串流关系的：包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。
风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕中心线12沿径向设置的多个风扇叶片42。
HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其生成燃烧气体。核心44由核心壳46包绕，核心壳46可与风扇壳40联接。围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接到HP压缩机26上。围绕发动机10的中心线12同轴地设置在更大直径的环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接到LP压缩机24和风扇20上。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中一组压缩机叶片56,58关于对应的一组的静止压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压经过级的流体流。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可成环提供，且可关于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，同时对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58下游且在附近。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64,66，其中一组涡轮叶片68,70关于对应一组静止涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从经过级的流体流获得能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可成环提供，且可关于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，同时对应的静止涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游且在附近。
在操作中，旋转风扇20将环境空气供应至LP压缩机24，其然后将加压环境空气供应至HP压缩机26，HP压缩机26进一步加压环境空气。来自HP压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合且点燃，从而生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体获得，涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，其获得附加功来驱动LP压缩机24，且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动会驱动LP转轴50旋转风扇20和LP压缩机24。
由风扇20供应的一些环境空气可绕过发动机核心44，且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，且/或用于对飞行器的其它方面冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分一般在燃烧器40下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。其它冷却流体源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
图2示出了支承图1的LP/HP涡轮导叶72,74的排气框架(exhaust frame)80的结构细节。为了不限制排气框架80可用于涡轮的什么区段，其余附图中的导叶给有备选的数字。然而，将理解的是，如果排气框架用于高压涡轮，则其将对应于涡轮导叶72，且如果排气框架用于低压涡轮，则排气框架的导叶将对应于低压导叶74。
排气框架80可提供从轴承到发动机10的外壳的结构负载通路，轴承支承发动机10的旋转轴。排气框架80跨过涡轮区段32的燃烧气流通路，且因此在操作中经历高温。内毂82、环绕内毂82的外毂84，以及在内毂82与外毂84之间延伸的多个支柱86(虚线示出)可被包括在排气框架80中。导管83可延伸穿过一些支柱86，且诸如吊架和固持件87的附加结构可被包括在排气框架80中。
可存在包括在排气框架80中的任何数目的导叶88和90。导叶88和90可具有翼型形状，且可产生翼型栅。在操作期间，导叶88和90成形空气流来改善发动机效率。不是翼型形状的支柱86将不利地影响空气流；因此，包括导叶90来形成围绕支柱86的翼型件。将理解的是，在所示实例中，导叶90包绕结构元件(如，支柱86)，同时导叶88不包绕任何。图3示出了排气框架80的分解视图以更清楚地将其示出。
图4和5示出了之前用于覆盖常规发动机中的支柱的两个现有技术的空气动力导叶。图4示出了具有翼型形状的单件式导叶76的形式的现有技术的涡轮导叶。单件式导叶76需要其结合使用的排气框架制造成至少两件来便于组装。图5示出了备选现有技术的导叶78，其包括分离平面，该平面包括层叠轴线79。由于分离平面沿层叠轴线79，故导叶78需要更大的周向厚度，从而增大区域阻挡。
不同于现有技术的导叶，本发明的实施例包括分离式整流罩，其具有关于框架支柱交错的分离线，这允许了减小翼型件的截面宽度来减小空气动力阻挡。可包括在排气框架80中的翼型件或导叶90(图2)可包括第一整流罩92和第二整流罩94。第一整流罩92和第二整流罩94两者可安装到内毂82和外毂84两者上。第一整流罩92和第二整流罩94可以以任何适合的方式安装到内毂82和外毂84上，包括第一整流罩92和第二整流罩94可直接地安装到内毂82和外毂84上，或它们可具有安装到内毂82和外毂84中的对应一个上的相对的端板。
如图5中更容易所见，导叶90可环绕支柱86中的一个，且第一整流罩92和第二整流罩94可沿第一连结线96和第二连结线98邻接。第一整流罩92和第二整流罩94沿第一连结线96和第二连结线98连接在一起，以限定尺寸确定为收纳支柱86中的一个的内部99。
如图所示，支柱86具有最大宽度部分89，且第一连结线96和第二连结线98位于最大宽度部分89的轴向相对侧上。第一连结线96可位于第二连结线98的轴向前方。因此，如图所示，第一连结线96定位成使得在第一整流罩92和第二整流罩94安装到排气框架80上且支柱86收纳在内部99内时，第一连结线在支柱86的最大宽度部分89前方，且第二连结线98在最大宽度部分89后方。
第一连结线96和第二连结线98中的任何一个处的导叶90的宽度可小于最大宽度部分89的宽度。这可包括第一连结线96和第二连结线98两者处的导叶90的宽度小于最大宽度部分89处的宽度。导叶90可具有任何适合的截面，包括导叶90可具有如图所示的非对称截面。
第一加强筋100可在第一整流罩92与第二整流罩94之间延伸，且第一连结线96可位于第一加强筋100处。此外，第二加强筋102可在第一整流罩92与第二整流罩94之间延伸，且第二连结线98可位于第二加强筋102处。如图所示，第一加强筋100和第二加强筋102可与彼此沿轴向间隔开，且内部99位于第一加强筋100与第二加强筋102之间。高压表面104和低压表面106两者可由导叶90形成。如图所示，第一整流罩92和第二整流罩94中的每一个形成高压表面104和低压表面106中的每一个的至少一部分。
上文所述的实施例提供了多种利益，包括分离式整流罩用作结构排气框架的支柱的盖，以及可使用单件式排气框架。此外，翼型件包括分离线，其围绕支柱交错来使翼型件最大周向厚度最小化，从而减小空气动力阻挡。因此，上述实施例减小了压力损失，导致了商业优势，诸如，减小框架空气动力损失，以及允许升高的操作温度和提高的效率。
在并未描述的一定程度上，各种实施例的不同特征和结构可按期望与彼此组合。在所有实施例中可能未示出的一个特征并不意味着其不可构成，而是仅为了描述简单而这样做。因此，不同实施例的各种特征可按期望混合和匹配来形成新的实施例，而不论是否清楚描述新实施例。本文所述的特征的所有组合或置换可由本公开内容覆盖。
本书面描述使用了实例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例具有并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它实例在权利要求的范围内。

Claims (6)

1.一种用于涡轮框架(80)的翼型件(90)，所述涡轮框架(80)具有由多个支柱(86)连接的内毂(82)和外毂(84)，所述支柱(86)具有关于所述涡轮框架(80)的轴向中心的最大宽度部分(89)，所述翼型件(90)包括：
至少第一整流罩(92)和第二整流罩(94)，其沿第一连结线(96)和第二连结线(98)连接在一起来形成所述翼型件(90)，且限定尺寸确定为在所述第一整流罩(92)和所述第二整流罩(94)安装至所述涡轮框架(80)时收纳所述支柱(86)中的一个的内部(99)；
低压表面(106)和高压表面(104)，且所述第一整流罩(92)和所述第二整流罩(94)中的每一个形成所述低压表面(106)和所述高压表面(104)中的每一个的至少一部分；以及
其中所述第一连结线(96)定位成使得在所述第一整流罩(92)和所述第二整流罩(94)安装至所述涡轮框架(80)且所述支柱(86)被收纳在所述内部(99)内时，所述第一连结线(96)在所述最大宽度部分(89)前方，且所述第二连结线(98)在所述最大宽度部分(89)后方。
2.根据权利要求1所述的翼型件(90)，其特征在于，还包括在所述第一整流罩(92)与所述第二整流罩(94)之间延伸的第一加强筋(100)，且所述第一连结线(96)位于所述第一加强筋(100)处。
3.根据权利要求2所述的翼型件(90)，其特征在于，还包括在所述第一整流罩(92)与所述第二整流罩(94)之间延伸的第二加强筋(102)，且所述第二连结线(98)位于所述第二加强筋(102)处。
4.根据权利要求3所述的翼型件(90)，其特征在于，所述第一加强筋(100)和所述第二加强筋(102)与彼此沿轴向间隔开，且所述内部(99)位于所述第一加强筋(100)与所述第二加强筋(102)之间。
5.根据权利要求1所述的翼型件(90)，其特征在于，所述翼型件(90)具有非对称截面。
6.根据权利要求1所述的翼型件(90)，其特征在于，所述第一整流罩(92)和所述第二整流罩(94)具有安装至所述内毂(82)和所述外毂(84)中的对应一个的相对的端板。
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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3159505B1 (de) * 2015-10-20 2020-01-08 MTU Aero Engines GmbH Zwischengehàuse für eine gasturbine
US10550726B2 (en) 2017-01-30 2020-02-04 General Electric Company Turbine spider frame with additive core
FR3071868B1 (fr) * 2017-10-02 2019-09-27 Safran Aircraft Engines Bras pour carter de turbomachine comprenant un corps et une piece amovible
BE1025975B1 (fr) * 2018-02-02 2019-09-03 Safran Aero Boosters S.A. Carter structural pour turbomachine axiale
US10781721B2 (en) * 2018-02-09 2020-09-22 General Electric Company Integral turbine center frame
US10724390B2 (en) * 2018-03-16 2020-07-28 General Electric Company Collar support assembly for airfoils
US11454128B2 (en) * 2018-08-06 2022-09-27 General Electric Company Fairing assembly
KR102441613B1 (ko) * 2020-03-05 2022-09-06 두산에너빌리티 주식회사 유동박리 현상을 줄이는 배기 디퓨저 스트럿
US11339665B2 (en) * 2020-03-12 2022-05-24 General Electric Company Blade and airfoil damping configurations
DE102020203547A1 (de) * 2020-03-19 2021-09-23 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Anpassen einer Turbinenanordnung, Verkleidung, Satz mit mehreren Verkleidungen, Verwendung und Diffusor
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11773735B2 (en) 2021-12-22 2023-10-03 Rolls-Royce Plc Vane ring assembly with ceramic matrix composite airfoils

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3237918A (en) * 1963-08-30 1966-03-01 Gen Electric Variable stator vanes
US4993918A (en) * 1989-05-19 1991-02-19 United Technologies Corporation Replaceable fairing for a turbine exhaust case
CN101153546A (zh) * 2006-09-28 2008-04-02 三菱重工业株式会社 双轴燃气涡轮
CN103195573A (zh) * 2012-01-04 2013-07-10 通用电气公司 排气支柱和包括其的涡轮机械

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US94162A (en) * 1869-08-24 Improvement in water-wheels
US4793770A (en) 1987-08-06 1988-12-27 General Electric Company Gas turbine engine frame assembly
US5020318A (en) * 1987-11-05 1991-06-04 General Electric Company Aircraft engine frame construction
GB2218746B (en) * 1988-05-17 1992-06-17 Rolls Royce Plc A nozzle guide vane for a gas turbine engine
ES2063636B1 (es) * 1992-04-23 1997-05-01 Turbo Propulsores Ind Conjunto de alabes de estator para motores de turbina de gas.
GB2267736B (en) 1992-06-09 1995-08-09 Gen Electric Segmented turbine flowpath assembly
US5634767A (en) 1996-03-29 1997-06-03 General Electric Company Turbine frame having spindle mounted liner
US5931636A (en) * 1997-08-28 1999-08-03 General Electric Company Variable area turbine nozzle
US5941537A (en) * 1997-09-05 1999-08-24 General Eletric Company Pressure actuated static seal
US6439841B1 (en) 2000-04-29 2002-08-27 General Electric Company Turbine frame assembly
US6672833B2 (en) 2001-12-18 2004-01-06 General Electric Company Gas turbine engine frame flowpath liner support
US6719524B2 (en) 2002-02-25 2004-04-13 Honeywell International Inc. Method of forming a thermally isolated gas turbine engine housing
US6792758B2 (en) * 2002-11-07 2004-09-21 Siemens Westinghouse Power Corporation Variable exhaust struts shields
US6983608B2 (en) 2003-12-22 2006-01-10 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
EP1975373A1 (en) * 2007-03-06 2008-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Guide vane duct element for a guide vane assembly of a gas turbine engine
US8152451B2 (en) 2008-11-29 2012-04-10 General Electric Company Split fairing for a gas turbine engine
US8371812B2 (en) * 2008-11-29 2013-02-12 General Electric Company Turbine frame assembly and method for a gas turbine engine
CH703309A1 (de) * 2010-06-10 2011-12-15 Alstom Technology Ltd Abgasgehäuse für eine gasturbine sowie verfahren zum herstellen eines solchen abgasgehäuses.
US9212566B2 (en) 2012-06-15 2015-12-15 General Electric Company Tripod buckle for split fairing of a gas turbine engine
CN104508250B (zh) 2012-08-01 2017-06-09 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机中的支柱的整流片
US9422864B2 (en) 2012-12-20 2016-08-23 General Electric Company Staggered double row, slotted airfoil design for gas turbine exhaust frame
EP2971579B1 (en) 2013-03-11 2020-04-29 United Technologies Corporation Aft fairing sub-assembly for turbine exhaust case fairing
US9528440B2 (en) * 2013-05-31 2016-12-27 General Electric Company Gas turbine exhaust diffuser strut fairing having flow manifold and suction side openings
US9771828B2 (en) 2015-04-01 2017-09-26 General Electric Company Turbine exhaust frame and method of vane assembly

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3237918A (en) * 1963-08-30 1966-03-01 Gen Electric Variable stator vanes
US4993918A (en) * 1989-05-19 1991-02-19 United Technologies Corporation Replaceable fairing for a turbine exhaust case
CN101153546A (zh) * 2006-09-28 2008-04-02 三菱重工业株式会社 双轴燃气涡轮
CN103195573A (zh) * 2012-01-04 2013-07-10 通用电气公司 排气支柱和包括其的涡轮机械

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