DE3023755A1 - Einrichtung zum einbringen brennstoffreicher gase in die brennkammer von raketen-staustrahltriebwerken - Google Patents
Einrichtung zum einbringen brennstoffreicher gase in die brennkammer von raketen-staustrahltriebwerkenInfo
- Publication number
- DE3023755A1 DE3023755A1 DE19803023755 DE3023755A DE3023755A1 DE 3023755 A1 DE3023755 A1 DE 3023755A1 DE 19803023755 DE19803023755 DE 19803023755 DE 3023755 A DE3023755 A DE 3023755A DE 3023755 A1 DE3023755 A1 DE 3023755A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- fuel
- combustion chamber
- air
- rich gases
- gases
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/18—Composite ram-jet/rocket engines
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Description
Messerschmitt-Bölkow-T.'lohm Ottobrunn, 20.6.1980
Gesellschaft mit BTOj.-Hn/er
beschränkter Haftung
M ü η ch e η 8673
Einrichtung zum Einbringen brennstoffreicher Gase in die Brennkammer von Raketen-Staustrahltriebwerken
Die Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung zum Einbringen brennstoffreicher Gase axial in die Brennkammer
von Raketen-Staustrahltriebwerken, der gleichzeitig über insbesondere vier Lufteinströmkanäle vorverdichtete Luft ins-
.besondere ..-.-.■,_
/schräg von außen nach innen quer zu den brennstoffreichen
Gasen zugeführt wird, die sich mit der Luft vermischen, wobei der Luftsauerstoff und das brennstoffreiche Gas insbesondere
hypergol miteinander reagieren.
Bei Staustrahltriebwerken wird die bei hohen Fluggeschwindigkeiten
aufgefangene Luft im Einlaufdiffusor verzögert und strömt als verdichtete Verbrennungsluft in die Brennkammer
ein. In dieser wird der verdichteten Luft mit Hilfe von Brennstoff Energie zugeführt, die in der nachfolgenden
Schubdüse in Vortrieb umgewandelt wird. Auch bei Rückstoßtriebwerken wird, wie bei allen Wärmekraftmaschinen ein
hoher Wirkungsgrad und insbesondere bei Flugtriebwerken auch eine große spezifische Leistung angestrebt. Hoher
Wirkungsgrad bedingt einen nahezu vollständigen Ausbrand und große spezifische Leistung bringt eine hohe Brennkammerbelastung
mit sich. Das Belastungsvermögen der Brennkammer wirkt sich unmittelbar auf deren Bauvolumen aus, das, um
am Baugewicht und an der Baugröße des Fluggerätes zu sparen, möglichst zu reduzieren ist. Die Voraussetzung zur
Erfüllung der angeführten Forderungen bei solchen Rückstoßtriebwerken ist eine schnelle und gleichzeitig
U « * «ta
intensive Vermischung der einströmenden Luft mit dem eingebrachten Brennstoff, um einerseits die Ausbrandstrecke
zu verkürzen und damit das Bauvolumen zu reduzieren und andererseits den Ausbrand zu verbessern und damit
den Wirkungsgrad hoch zu halten. Um genügend Zeit für die Vermischung zwischen dem Brennstoff und dem Luftsauerstoff
sowie für den Reaktions- bzw. Ausbrandvorgang zu erhalten und um eine thermische Zerstörung der Brennkammer- bzw.
Schubdüsenwand zu vermeiden, ist es erforderlich, innerhalb der Brennkammer eine gewisse "Ruhezone" zu schaffen, in der
die Bewegungsgeschwindigkeit des Brennstoff-Luftgemisches stromabwärtsunterhalb der Flammenfortschrittsgeschwindigkeit
liegt. Mit anderen Worten, es ist notwendig, den heißen Flammenkern frei im Brennkammerinnenraum zu stabilisieren
und ihm laufend·. Sekundärluft zuzuführen, so daß der heiße
Reaktionskern mit den Brennkammerwänden nicht unmittelbar in Berührung kommt und die Temperatur der heißen Reaktionsgase auf ein für den Werkstoff der Schubdüse verträgliches
Maß gesenkt wird. Zur Stabilisierung des Flammenkerns werden
sogenannte Flammenhalter in verschiedenen Ausführungsformen verwendet, die ein Rückströmgebiet hervorrufen.
Wie bereits eingangs erwähnt, sind Raketen-Staustrahltriebwerke mit einem festen Treibsatz zur Erzeugung brennstoffreicher
Gase bekannt, wie z.B. die US-PS 2 987 875 offenbart. Gemäß der dort gezeigten Konzeption werden die brennstoffreichen
Gase nach Abbrand des Starttreibsatzes über eine zentrale Düse divergierend über einen ringförmigen
Flammenhalter in eine gemeinsame Brennkammer eingeblasen. Die Stauluft wird dabei ringförmig koaxial von außen her
der innenliegenden, zwar durch den Flammenhalter verwirbelten, jedoch in sich geschlossenen Konusströmung der
brennstoffreichen Gase beigemischt. Dies kann zu einer
mangelhaften Vermischung und damit zu einem unvollständigen Ausbrand führen. Auch kann unter bestimmten Betriebsbedingungen
die Zündfreudigkeit des Gemisches ungenügend sein.
Um diese Mangel su vermeiden, ist gemäß der DE-PS 24 59
innerhalb der Brennkammer eine nach hinten offene Hilfskammer
vorgesehen, in welche die Einblasdüse für die brennstoffreichen Gase mündet. Dabei verbleibt eine Teilmenge
der brennstoffreichen Gr.se innerhalb der Hilfskammer und wird mit einer Teilmenge der Gesamtluft als brennstoffreicheres
zündwilliges Teilgemisch verbrannt.
Wie bereits beschrieben, werden bei Raketen-Staustrahltriebwerken als Brennstoff während der Marschphase brennstoff
reiche Gase verwendet, die durch Abbrand eines Festtreibstoffes mit Sauerstoffunterbilanz erzeugt werden·
Dabei erfolgt der Ausbrand des festen Marschtreibsatzes
nicht vollständig, d.h. es fallen zum einen kleinere und größere unverbrannte Feststoffteilchen an, die im Gasstrom
mitgerissen werden und zum anderen wird kein homogenes Gas erzeugt, vielmehr werden leichtere und schwerere Gasanteile
produziert, die mehr oder weniger zündwillig und schneller oder langsamer verbrennen.
Es ist Aufgabe der Erfindung, auch diesem mangelhaften Umstand Rechnung zu tragen und hierfür eine Einrichtung zu
schaffen die über einen breiten Leistungsbereich ein spontanes Zünden zumindest eines Teils des Brennstoff-Luftgemiseries
bzw. ein sicheres Durchzünden/der Brennkammer gewährleistet. Ferner soll diese Einrichtung bei guter
Flammenstabilisierung eine schnelle und intensive Durchmischung der Luft mit den brennstoffreichen Gasen garantieren
sowie gleichzeitig eine wirksame thermische Aufbereitung des Gemisches in kürzester Zeit nach sich ziehen.
Gelöst wird diese Aufgabe gemäß der Erfindung durch einen im Brennkammerkopf zentral angeordneten, in den Brennraum
frei hineinragenden Verteilerkegel mit radial gerichteter
Dispersionsschanze für die einströmenden brennstoffreichen
insbesondere
Gase, und durch/zahlenmäßig den Lufteinströmkanälen entsprechende,
in deren radialen Einströmebenen angeordnete, an der Wurzel des Verteilerkegels mündende Einströmkinäle
für die brennstoffreichen Gaseο
In weiterer Ausbildung der Erfindung weist der Verteilerkegel einen zentralen Hohlraum auf.
Ferner ist erfindungsgemäß die Abreißkante des Verteilerkegels zum Eingrenzen bzw. gegenseitigen Abgrenzen der
einzelnen Gasströme durch Einkerbungen unterbrochen. In
Ausgestaltung hierzu ist auf jeder Seite eines jeden Gasstromes je eine Einkerbung in der Dispersionsschanze vorgesehen.
Ferner können zur gegenseitigen Abgrenzung der einzelnen Gasströme auf dem Verteilerkegel Leitschaufeln vorgesehen
sein.
Zum besseren Verständnis der Erfindung werden deren besondere
Vorteile und Funktionen im Rahmen der Zeichungsbeschreibung näher erläutert.
In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt. Es zeigen
Fig. 1 einen Längsschnitt durch den vorderen Teil einer Brennkammer,
Fig. 2 einen Schnitt nach der Linie II—II in Figur 1,
Fig. 3 den vorderen Bereich des Verteilerkegels mit Einkerbungen in der Dispersionsschanze,
Fig. 4 eine Stirnansicht des Verteilerkegels nach Fig. 3,
Fig. 5 einen Verteilerkegel mit Leitschaufeln und Fig. 6 einen Verteilerkegel mit Hohlraum.
Wie aus Fig. 1 hervorgeht, ist im vorderen Bereich der Brennkammer
1 bzw. im Brennkammerkopf 2 zentral ein Verteilerkegel 3 vorgesehen, der von brennstoffreichen Gasen G beaufschlagt
wird, die über vier Düsen 4 einströmen. Auch die Verbrennungsluft L gelangt über vier Einströmkanäle 5 in die Brennkammer
Durch den KegelwinkelOc wird bewirkt, daß die aus den Düsen 4
austretenden einzelnen Gasstrahlen sich auf dem Kegelmantel ausbreiten, und einen dünnen Gasfilm bilden, mit anderen Worten,
durch den KegelwinkelOc können der Verbreiterungsgrad und die Filmdicke der einzelnen Gasströme GS auf dem Kegelmantel mitbestimmt
werden. Außerdem erfahren die Gaspartikel durch Reibung eine Rotationsbewegung. Am hinteren freien Ende weist der Verteilerkegel
3 eine Dispersionsschanze 6 mit einem Dispersionswinkel /3 auf, die bezweckt, daß die einzelnen Gasströme GS
dispergierend frei in den Brennraum abströmen. Dabei findet gewichtsmäßig eine Separierung statt, insofern, als durch die
ablenkende Wirkung der Disperionsschanze 6, ferner durch den zentralen Rückströmsog, hervorgerufen insbesondere durch den
Verteilerkegel 3 und schließlich durch die im wesentlichen als Querströmung von außen wirksame Lufteinströmung über die Einströmkanäle
5 sich die Gasströme GS, in radialer Richtung betrachtet, in einzelne Strömungszonen aufteilen, nämlich in
einen radial äußeren Gasstromanteil GSIa mit leichteren Gasbestandteilen,
in einen mittleren GasStromanteil GSsm mit schwereren Gasanteilen und noch festen Brennstofffpartikelchen und
in einen radial inneren Gasstromanteil GSIi mit ebenfalls leichteren Gasbestandteilen. Dieses erfindungsgemäße Phänomen
der radialen Mehrfach- bzw. Dreifachschichtung für das brennstoff reiche Gas G in Verbindung mit der weiteren Maßnahme,
daß die einzelnen, im vorliegenden Fall vier Gasströme GS in ümfangsrichtung betrachtet nicht zusammenhängen, wodurch sich
zwischen den einzelnen freien Gasströmen GS nach dem Verteilerkegel 3 noch Lücken bzw. gasfreie Zwischenräume
Z ergeben, erlaubt nicht nur, wie insbesondere die Fig. 2 erkennen läßt, den einzelnen Luftströmen L das Umströmen der einzelnen geschichteten Gpsströme GS, es tritt
darüber hinaus noch der günstige Umstand ein, daß die leichteren, d.h. sündfähigeren Gosbestandteile GSIa und
GSIi von der Verbrennungsluft/rund um die schwereren
Strömungsanteile GSsm über die "freien"Zwischenräume Z
erreichbar sind, daß also peripher der Verbrennungsluft L
ein zündwilliger Ringbereich angeboten wird, innerhalb dem die mittlere Zone mit den schwereren und sündunwilliceren
Gasbestandteilen GSrm thermisch aufbereitet und dem Ausbrand
zugeführt werden kann. Damit wird insgesamt der Ausbrand sotvohl gesteigert als auch beschleunigte Dies führt
zu einem höheren Wirkungsgrad sowie zur Erhöhung der spezifischen Brennkammerleistung und damit gleichzeitig zur
Einsparung von Bnugewicht und Hnulünge der Frennk^mmer.
In den Figuren 3, 4 und 5 sind Maßnahmen gezeigt, welche
dazu beitragen, daß, wie bereits beschrieben, zwischen den einzelnen Gasströmen GS gasfreie Zwischenräume Z ver; leiben.»*)
Zur Unterstützung dieser Erscheinung sind in der Dispersionsschanse
6 Kerben 7 vorgesehen, auf jeder Seite eines jeden Gasstromes GS je eine.
Die gleiche Wirkung ergeben Leitschaufeln 0 gemäß Fic „ 5,
welche die einzelnen Gasströme GS eingrenzen und ihnen eine solche Richtung geben, daß zwischen den einzelnen
Gasströmen GS auch noch nach dem Vorteilerkegel 3 Durchströmlücken bzw. gasfreie Zwischenräume Z verbleiben.
Wie in Figur 6 dargestellt, wird die Rückströmung der Gasströme GS und der Luftströme L noch unterstützt durch einen
Hohlraum 9„ Dieser intensiviert also das durch den Verteilerkegel
3 ohnehin angefachte Rückströmgebiet, was
*) durch die die Teilluftströme in den Rückströmsog gezogen werden.
_ 9 —
einer weiteren Verkürzung der irennkaramerbaulänge und
Verkleinerung der Teuqröße der l-rennkammer entgegenkommt,
Leerseite
Claims (5)
- Messerschmitt-Bölkow-Blohm Ottobrunn, 20.6.1980Gesellschaft mit BT01-Hn/er beschränkter HaftungMünchen 8673Einrichtung zum Einbringen brennstoffreicher Gase in die Brennkammer von Raketen-StaustrahltriebwerkenPatentansprüche( 1. .Einrichtung zum Einbringen brennstoffreicher Gase axial in die Brennkammer von Raketen-Staustrahltriebwerken, der gleichzeitig über insbesondere vier Lufteinströmkanäle vorverdichtete Luft insbesondere schräg von außen nach innen quer zu den brennstoffreichen Gasen zugeführt wird, die sich mit der Luft vermischen, wobei der Luftsauerstoff und das brennstoffreiche Gas insbesondere hypergol miteinander reagieren , gekennzeichnet durch einen im Brennkammerkopf zentral angeordneten, in den Brennraum frei hineinragenden Verteilerkegel (3) mit Dispersionsscharize (S) für die einströmenden brennstoffreichen Gase (G), und durch insbesondere zahlenmäßig den Lufteinströmkanälen (5) entsprecher— 2 —in deren radialen Einströmebenen (E) angeordnete, an der Wurzel des Verteilerkegels (3) mündende Einströmkanäle (4) für die brennstoffreichen Gase (G)0
- 2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß der Verteilerkegel (3) einen zentralen Hohlraum (9) aufweist.
- 3· Einrichtung nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet , daß die Dispersions- · schanze (6) des Verteilerkegels (3) durch Einkerbungen (7) zum Eingrenzen bzw. gegenseitigen Abgrenzen der einzelnen Gasströme (GS) unterbrochen ist.
- 4. Einrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet , daß auf jeder Seite eines jeden Gasstromes (GS) je eine Einkerbung (7) in der Dispersionsschanze (6) vorgesehen ist.
- 5. Einrichtung nach Anspruch 1 oder teilweise nach Anspruch 1 und nach Anspruch 2, dadurch g e k e η η zeichnet , daß auf beiden Seiten der einzelnen Gasströme (GS) zu ihrer gegenseitigen Abgrenzung auf dem Verteilerkegel (3) Leitschaufeln (8) vorgesehen sind.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE3023755A DE3023755C2 (de) | 1980-06-25 | 1980-06-25 | Einrichtung zum Einbringen brennstoffreicher Gase in die Brennkammer von Raketen-Staustrahltriebwerken |
FR8112435A FR2526086A1 (fr) | 1980-06-25 | 1981-06-24 | Dispositif pour l'introduction de gaz riches en combustible dans la chambre de combustion de statoreacteurs a fusee |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE3023755A DE3023755C2 (de) | 1980-06-25 | 1980-06-25 | Einrichtung zum Einbringen brennstoffreicher Gase in die Brennkammer von Raketen-Staustrahltriebwerken |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3023755A1 true DE3023755A1 (de) | 1983-11-03 |
DE3023755C2 DE3023755C2 (de) | 1986-04-03 |
Family
ID=6105424
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3023755A Expired DE3023755C2 (de) | 1980-06-25 | 1980-06-25 | Einrichtung zum Einbringen brennstoffreicher Gase in die Brennkammer von Raketen-Staustrahltriebwerken |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3023755C2 (de) |
FR (1) | FR2526086A1 (de) |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2587414B1 (fr) * | 1985-09-17 | 1987-12-18 | Aerospatiale | Statoreacteur a guidage du melange air-carburant et missile pourvu d'un tel statoreacteur |
DE4437524C2 (de) * | 1994-10-20 | 1997-04-24 | Kunkel Klaus Dr Ing | Verfahren zum Betreiben eines nach dem Rückstoßprinzip arbeitenden Antriebes eines Flugkörpers sowie Flugkörperantrieb |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2861420A (en) * | 1953-03-20 | 1958-11-25 | United Aircraft Corp | Fuel regulator |
US2927427A (en) * | 1955-05-10 | 1960-03-08 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Continuous flow thermal machines and in particular in ram-jets and turbojets |
US2987875A (en) * | 1955-05-26 | 1961-06-13 | Phillips Petroleum Co | Ramjet power plants for missiles |
US3336753A (en) * | 1961-10-06 | 1967-08-22 | Texaco Experiment Inc | Propulsion devices |
FR2257789A1 (en) * | 1973-07-27 | 1975-08-08 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Propulsive unit for missile - has jet and rocket with coaxial discharges axially displaced from each other |
-
1980
- 1980-06-25 DE DE3023755A patent/DE3023755C2/de not_active Expired
-
1981
- 1981-06-24 FR FR8112435A patent/FR2526086A1/fr active Granted
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2861420A (en) * | 1953-03-20 | 1958-11-25 | United Aircraft Corp | Fuel regulator |
US2927427A (en) * | 1955-05-10 | 1960-03-08 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Continuous flow thermal machines and in particular in ram-jets and turbojets |
US2987875A (en) * | 1955-05-26 | 1961-06-13 | Phillips Petroleum Co | Ramjet power plants for missiles |
US3336753A (en) * | 1961-10-06 | 1967-08-22 | Texaco Experiment Inc | Propulsion devices |
FR2257789A1 (en) * | 1973-07-27 | 1975-08-08 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Propulsive unit for missile - has jet and rocket with coaxial discharges axially displaced from each other |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2526086B3 (de) | 1984-11-16 |
DE3023755C2 (de) | 1986-04-03 |
FR2526086A1 (fr) | 1983-11-04 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE833741C (de) | Brennkammeraggregat fuer Gasturbinen | |
DE602004001691T2 (de) | Kombination von Kerntriebwerk und Staustrahltriebwerk mit durch Wirbel intensivierte Verbrennung | |
DE2901099A1 (de) | Kraftstoffverdampfungsvorrichtung, damit ausgeruestete brennkammer und verfahren zum betreiben derselben | |
DE2415036C2 (de) | Brennkammer für Gasturbinentriebwerke mit Regenerativ-Wärmetauschern | |
EP0367280B2 (de) | Partikelfiltersystem | |
DE2412120C2 (de) | Brennkammer | |
DE2845619C2 (de) | Brennkammer für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE69829385T2 (de) | Staustrahltriebwerk mit ejektor | |
DE2730791C2 (de) | Brennkammer für Gasturbinentriebwerke | |
DE2901098C2 (de) | ||
DE3217674A1 (de) | Combustor fuer eine gasturbine | |
DE2255306C3 (de) | Aerodynamische Flammenhalterung für luftatmende Strahltriebwerke | |
DE3425352C2 (de) | Triebwerk für Raketen mit Staustrahlantrieb und integriertem Beschleunigungsmotor | |
DE2116429A1 (de) | Brennkammer fur Gasturbinenmaschinen | |
DE2158215B2 (de) | Brennkammer für Gasturbinentriebwerke | |
DE3737247C1 (de) | Brenneinrichtung | |
DE3023755A1 (de) | Einrichtung zum einbringen brennstoffreicher gase in die brennkammer von raketen-staustrahltriebwerken | |
EP3246558B1 (de) | Verfahren zum betreiben eines raketenantriebssystems und raketenantriebssystem | |
WO2022200397A1 (de) | Brenner für einen abgastrakt eines kraftfahrzeugs sowie kraftfahrzeug | |
DE3924858A1 (de) | Gasgenerator fuer staustrahlraketen | |
DE2722449C2 (de) | Zündeinrichtung einer Brennkammer für Gasturbinentriebwerke, insbesondere für Gasturbinenstrahltriebwerke von Flugzeugen | |
EP0189545B1 (de) | Luftatmender Feststoff-Staustrahlantrieb | |
DE1626070B1 (de) | Gasgenerator nach Raketenbauart | |
DE768004C (de) | Strahlantrieb mit Zufuehrung und Verbrennung von zusaetzlichem Kraftstoff | |
EP0688947A1 (de) | Einspritzsystem für Hybridraketentriebwerke |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
8120 | Willingness to grant licences paragraph 23 | ||
8127 | New person/name/address of the applicant |
Owner name: MESSERSCHMITT-BOELKOW-BLOHM GMBH, 8012 OTTOBRUNN, |
|
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |