ES2353934T3 - Chaflán excéntrico en la entrada de bifurcaciones en un canal de flujo. - Google Patents
Chaflán excéntrico en la entrada de bifurcaciones en un canal de flujo. Download PDFInfo
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Abstract
Canal de flujo con un canal (7, 15, 20) principal, un canal (5, 16, 21) de bifurcación en el que la dirección de flujo es perpendicular a la dirección de flujo del canal (7, 15, 20) principal, y una abertura de entrada del canal (5, 16, 21) de bifurcación que está presente en una pared del canal (7, 15, 20) principal y definida por un borde que comprende un borde aguas arriba y un borde aguas abajo, caracterizado porque un chaflán (13) está presente en el borde (10) aguas arriba de la abertura de entrada y porque el borde (11) aguas abajo de la abertura de entrada es un borde afilado formado por un ángulo recto entre la pared del canal (5, 16, 21) de bifurcación y la pared del canal (7, 15, 20) principal.
Description
La presente invención se refiere a un canal de flujo con un
canal de bifurcación para el uso eficaz de flujo cruzado con
supresión de turbulencias.
Fluidos como líquidos o gases han de transportarse mediante
canales de flujo en numerosas aplicaciones técnicas. Los canales
de flujo a menudo contienen bifurcaciones, que tienen una
dirección de flujo sustancialmente perpendicular a la dirección
de flujo de un canal de flujo principal, para una separación de
flujo en la que se usan flujos cruzados. En tal bifurcación a
menudo se desarrollan turbulencias en los bordes de la entrada y
producen pérdidas de presión no deseadas. Un procedimiento para
reducir las turbulencias es el achaflanado de los bordes de la
entrada.
El documento EP 0 365 195 A2 muestra una variedad de
configuraciones para orificios de refrigeración de película
convergentes-divergentes con partes troncocónicas conectadas en
sus partes más estrechas, junto con los procedimientos de
perforación de orificios necesarios para lograr las
configuraciones.
El documento EP 1 686 240 A1 muestra orificios de
refrigeración en los que las zonas de un borde puntiagudo se
interrumpen a lo largo de la periferia, de modo que se obtiene
una parte plana en la zona.
Los componentes de trayectoria de gas caliente son una
aplicación para los flujos cruzados. Estos componentes están
expuestos a altas temperaturas y han de refrigerarse.
Especialmente los componentes para gas caliente de una turbina
de gas, como palas o álabes de turbina, se refrigeran a menudo
de manera continua, donde la refrigeración por película y por
choque desempeña un papel importante. Para la refrigeración por
película, el componente ha de ser hueco y con orificios que
conectan el interior con el exterior del componente. Esto
permite que el flujo de refrigeración desde el interior entre en
los orificios y genere una película de refrigeración delgada
también en el exterior de la pala. El flujo cruzado aplicado en
este caso a través de los orificios está sometido a las pérdidas
de presión no deseadas ya mencionadas, que pueden reducir la
eficacia de la refrigeración por película. Lo mismo es válido
para la refrigeración por choque, en la que el flujo se insufla
a través de los orificios en una pared de un canal de flujo de
modo que choca contra el lado posterior de la pared que va a
refrigerarse.
Por tanto, es un objetivo de la presente invención
proporcionar un canal de flujo con un canal de bifurcación que
tiene una dirección de flujo sustancialmente perpendicular a la
dirección de flujo de un canal de flujo principal que supera las
deficiencias mencionadas en el estado de la técnica. Es un
objetivo adicional de la presente invención proporcionar un
componente de turbina ventajoso.
Estos objetivos se resuelven mediante un canal de flujo
según la reivindicación 1 y un componente de turbina según la
reivindicación 4. Las reivindicaciones dependientes definen
desarrollos adicionales de la invención.
Un canal de flujo de la invención comprende un borde que
define una abertura de entrada de un canal de bifurcación,
caracterizado por un chaflán en el borde aguas arriba de la
abertura de entrada y un borde aguas abajo afilado de la
abertura de entrada. Generalmente, en el canal de bifurcación la
dirección de flujo es perpendicular o sustancialmente
perpendicular a la dirección de flujo de un canal de flujo
principal. La invención se basa en la siguiente observación:
Normalmente se desarrollan turbulencias en los bordes aguas
arriba de la abertura de entrada. El borde aguas arriba de la
abertura de entrada es el borde en el lado de la entrada, de
donde procede el fluido de flujo cruzado. El flujo encuentra una
esquina muy cerrada por cuyo alrededor tiene que fluir, se
separa de esta esquina y genera turbulencias. En el estado de la
técnica, las turbulencias se reducen proporcionando un chaflán
en el borde de la abertura de entrada. Sin embargo, los bordes
aguas abajo achaflanados disminuyen el flujo cruzado eficaz a
través de la bifurcación, lo que también es un resultado no
deseado. Achaflanando o curvando los bordes aguas arriba de la
abertura de entrada y siendo los bordes aguas abajo afilados
todavía pueden reducirse las turbulencias no deseadas mientras
se mantiene al mismo tiempo la eficacia del flujo cruzado. Esto
permite un flujo cruzado optimizado a través de la bifurcación.
La optimización del flujo cruzado puede conducir, por ejemplo, a
un aumento de la eficacia de la refrigeración por choque debido
a un aumento de la fuerza del chorro que resulta de una
separación y cizalladura reducidas del flujo en el orificio.
La abertura de entrada de la invención puede realizarse
mediante un chaflán excéntrico o centrado, respectivamente.
Generalmente, la abertura de entrada puede tener cualquier
sección transversal, por ejemplo, una sección transversal
redonda, elíptica, semicircular, cuadrada o rectangular.
Un componente de turbina de la invención, que puede ser un
componente de turbina de gas, comprende un canal de flujo
interno, con un borde que define una abertura de entrada del
canal de bifurcación, caracterizado por un chaflán en el borde
aguas arriba de la abertura de entrada y un borde aguas abajo
afilado de la abertura de entrada.
El canal de bifurcación puede ser un orificio pasante a
través de una pared del componente de turbina de gas. Este
orificio pasante puede ser un orificio de refrigeración por
película, un orificio de refrigeración por choque o un orificio
receptor de flujo, por ejemplo, en un rotor de turbina. Además,
el componente de turbina que comprende un canal de flujo interno
de la invención puede implementarse como una pala, pared o álabe
de turbina de gas.
Además, el orificio de la invención puede aplicarse como un
orificio de refrigeración de choque para la refrigeración de
álabes guía de tobera o la refrigeración de palas de rotor, por
ejemplo en una superficie aerodinámica o en una pared de
extremo. Generalmente puede aplicarse a la refrigeración de
paredes de turbinas de gas en un conducto de transición de
cámara de combustión o componentes entre conductos. El orificio
de choque puede fabricarse en un tubo de choque o placa de
choque y acoplarse a un álabe guía de tobera o pala de rotor
para formar un conjunto.
Generalmente, el chaflán de la invención puede fabricarse
- mediante
- mecanizado por descarga eléctrica, mecanizado
- electroquímico o colada.
- La
- ventaja del canal de flujo de la invención y el
componente de turbina de la invención radica en la prevención de
pérdidas de presión en canales de flujo mediante la supresión de
turbulencias, especialmente para aplicaciones de flujo cruzado.
Además, el aumento de la fuerza del chorro, que resulta de la
separación y cizalladura reducidas del flujo dentro del
orificio, aumenta el coeficiente de transferencia de calor.
Otras características, propiedades y ventajas de la presente
invención se aclararán a partir de la siguiente descripción de
realizaciones conjuntamente con los dibujos adjuntos.
La figura 1 muestra esquemáticamente una pala de rotor de un
canal de flujo en una vista en perspectiva.
La figura 2 muestra un orificio de refrigeración por
película del estado de la técnica de una pala de rotor en una
vista desde arriba.
La figura 3 muestra el orificio de refrigeración por
película de la figura 2 en una vista en sección a lo largo del
eje longitudinal del orificio de refrigeración.
La figura 4 muestra, como primer ejemplo del canal de flujo
de la invención, un orificio de refrigeración por película de
una pala de rotor con un chaflán en el borde aguas arriba y un
borde aguas abajo afilado en la entrada en una vista desde
arriba.
La figura 5 muestra el orificio de refrigeración por
película de la figura 4 en una vista en sección a lo largo del
eje longitudinal del orificio de refrigeración.
La figura 6 muestra la vista desde arriba de una entrada de
la invención de una tubería a una bifurcación independiente.
La figura 7 muestra la entrada de una tubería a una
bifurcación independiente de la figura 6 en una vista en sección
a lo largo del eje longitudinal de la entrada.
La figura 8 muestra la entrada de un orificio de
refrigeración por choque en una vista en sección a lo largo del
eje longitudinal de la entrada.
La figura 1 muestra la vista en perspectiva a lo largo de la
línea 1 central de una pala de rotor de turbina. La turbina
puede ser una turbina de gas de una aeronave o de una central
eléctrica, una turbina de vapor o un compresor. La pala de rotor
consiste en un encastre 2 como componente de fijación, una
plataforma 3 de pala y una superficie 4 aerodinámica. Para la
realización descrita en este caso se considera una pala de
turbina de gas. Una pala de este tipo está expuesta a gases de
combustión calientes durante el funcionamiento de la turbina de
gas. Por tanto, es hueca para su refrigeración. En el borde 5 de
ataque están ubicados orificios 6 de refrigeración por película
que permiten que el aire de refrigeración salga de la pala y
forme una película de aire sobre la superficie de la pala que
actúa frente a un contacto directo entre el gas de combustión y
la superficie. Los orificios de refrigeración de este tipo
representan canales de bifurcación del canal de flujo interno
para el aire de refrigeración.
Además, la pala también está equipada con conductos de aire
de refrigeración internos y orificios de choque que se extienden
a través de las paredes de los conductos de refrigeración. El
conducto de refrigeración interno no puede verse en la figura. A
través de los orificios de choque se insufla el aire de
refrigeración a un espacio entre el conducto de aire de
refrigeración interno y el interior de la pared externa de la
pala de modo que choque contra el interior de la pared externa.
Tras el choque, el aire puede fluir a través del espacio entre
el conducto de aire de refrigeración y la pared externa de los
orificios de refrigeración por película a través de los cuales
se descarga entonces el aire de refrigeración. Tanto el conducto
de aire de refrigeración con los orificios de choque como el
espacio entre el conducto de aire de refrigeración y la pared
externa con los orificios de refrigeración por película pueden
implementarse como un canal de flujo de la invención con un
canal de bifurcación.
Una vista desde arriba del orificio 6 de choque o
refrigeración por película del estado de la técnica, en adelante
denominado simplemente orificio 6, desde el interior de una pala
de rotor de turbina de gas hueca o el conducto de aire de
refrigeración, respectivamente, se muestra en la figura 2. En la
figura 3, puede observarse una vista en sección a lo largo del
eje longitudinal de un orificio 6 a través de la pared 8 de la
pala en la ubicación de un orificio 6. En el orificio 6, la
dirección de flujo es perpendicular a la dirección de flujo de
un canal 7 de flujo principal. Las flechas 9 indican la
dirección del flujo de fluido de refrigeración. El flujo cruzado
entrante entra en el orificio en el borde 10 aguas arriba
afilado y se crean turbulencias 12 detrás de este borde afilado.
El número de referencia 11 indica el borde aguas abajo.
Se evitan las turbulencias mediante el diseño del canal de
flujo, en particular, el diseño de la abertura de entrada del
orificio de refrigeración, es decir, mediante la entrada de la
invención que tiene un chaflán excéntrico en el borde aguas
arriba de la abertura de entrada. El chaflán excéntrico se
mecaniza mediante mecanizado por descarga eléctrica reducido. La
figura 4 muestra, como primera realización de la invención, una
vista desde arriba de un orificio 6 de refrigeración con chaflán
excéntrico desde el interior de la pala de rotor de turbina de
gas hueca. La figura 5 muestra el orificio 6 de refrigeración
por película de la figura 4 en una vista en sección a lo largo
del eje longitudinal del orificio 6 de refrigeración. Los
elementos correspondientes a elementos de las figuras 2 y 3 se
designarán con el mismo número de referencia y no se describirán
de nuevo. El chaflán 13 excéntrico en el borde aguas arriba
provoca un flujo laminar o aerodinámico sin turbulencias ni
pérdidas de presión indeseadas. El borde 11 aguas abajo de la
entrada se mantiene afilado para proporcionar un uso eficaz del
flujo cruzado.
A continuación se describirá una segunda realización de la
entrada de la invención con referencia a las figuras 3, 6 y 7.
Con respecto a la descripción de la figura 3, se hace referencia
en este caso a la descripción de la primera realización. Los
elementos en las figuras 6 y 7 correspondientes a elementos de
las figuras 2 y 3 se designarán con el mismo número de
referencia y no se describirán de nuevo.
El combustible fluido usado en una cámara de combustión de
una turbina de gas puede transportarse en una tubería con una
bifurcación 21 independiente perpendicular a una bifurcación 20
principal. Sin la entrada de la invención de la bifurcación 20
principal a la bifurcación 21 independiente se producen
turbulencias tal como se representa en la figura 3 detrás del
borde aguas arriba y provocan pérdidas de presión. Este efecto
puede suprimirse achaflanando el borde 13 aguas arriba tal como
se muestra en las figuras 6 y 7. La figura 6 muestra una vista
desde arriba de una entrada de la invención de una bifurcación
20 principal a una bifurcación 21 independiente. La entrada
tiene una sección transversal semicircular y está achaflanada 13
en el borde 14 en línea recta. La figura 7 muestra la entrada de
una tubería a una bifurcación independiente de la figura 6 en
una vista en sección a lo largo del eje longitudinal de la
entrada.
A continuación se describirá una tercera realización de la
entrada de la invención, que representa un orificio de choque,
con referencia a las figuras 4 y 8. Con respecto a la
descripción de la figura 4, se hace referencia en este caso a la
descripción de la primera realización. Los elementos en la
figura 8 correspondientes a elementos de la figura 5 se
designarán con el mismo número de referencia y no se describirán
de nuevo.
La figura 8 muestra la entrada de un orificio 16 de
refrigeración por choque de un componente de turbina de gas en
una vista en sección a lo largo del eje longitudinal de la
entrada. También puede verse en la figura la pared 18 del
conducto 15 de fluido de refrigeración que es, en la presente
realización, un conducto de aire de refrigeración, y el lado
interno de una pared 15 externa del componente de turbina. Un
espacio 17 está formado entre la pared 18 del conducto 15 de
aire de refrigeración y el lado interno de la pared 19 externa
del componente de turbina a través del cual el fluido de
refrigeración, es decir, el aire de refrigeración en la presente
realización, puede conducirse alejándose del orificio 16 de
choque tras el choque contra el lado interno de la pared 19
externa del componente de turbina. El espacio puede conducir el
aire hasta orificios de refrigeración por película que se
extienden a través de la pared 19 externa tal como se muestra y
se describe en la primera realización.
También en los orificios 6 de la tercera realización, el
chaflán 13 excéntrico aumenta la fuerza del chorro, debido a una
separación y cizalladura reducidas del flujo dentro del
orificio. Por tanto, aumenta el coeficiente de transferencia de
calor. La vista desde arriba del orificio de refrigeración por
choque de la figura 8 tiene la misma estructura mostrada en la
figura 4. El chaflán 13 excéntrico puede fabricarse mediante
mecanizado por descarga eléctrica, mecanizado electroquímico o
colada.
El orificio de refrigeración por choque puede aplicarse para
la refrigeración de álabes guía de tobera o la refrigeración de
palas de rotor, por ejemplo, en una superficie aerodinámica o en
una pared de extremo. Además, puede aplicarse a la refrigeración
de paredes de turbinas de gas en un conducto de transición de
cámara de combustión o componentes entre conductos. El orificio
de choque puede fabricarse en un tubo de choque o placa de
choque y acoplarse a un álabe guía de tobera o pala de rotor
para formar un conjunto.
Aunque se han descrito diferentes formas geométricas con
respecto a los orificios de refrigeración por película y los
orificios de choque, por un lado, y la entrada de la bifurcación
independiente por otro lado, las geometrías son en general
intercambiables.
Claims (7)
1.
- 2.
- 3.
- 4.
- 5.
- 6.
- 7.
Canal de flujo con un canal (7, 15, 20) principal, un canal
(5, 16, 21) de bifurcación en el que la dirección de flujo
es perpendicular a la dirección de flujo del canal (7, 15,
20) principal, y una abertura de entrada del canal (5, 16,
21) de bifurcación que está presente en una pared del canal
(7, 15, 20) principal y definida por un borde que comprende
un borde aguas arriba y un borde aguas abajo,
caracterizado porque un chaflán (13) está presente en el
borde (10) aguas arriba de la abertura de entrada y
porque el borde (11) aguas abajo de la abertura de entrada
es un borde afilado formado por un ángulo recto entre la
pared del canal (5, 16, 21) de bifurcación y la pared del
canal (7, 15, 20) principal.
Canal de flujo según la reivindicación 1, caracterizado
porque el chaflán (13) en el borde (10) aguas arriba tiene
una forma que es excéntrica con respecto a un eje
longitudinal del canal de bifurcación.
Canal de flujo según la reivindicación 1 ó 2, caracterizado
- porque
- la abertura de entrada tiene en particular una
- sección
- transversal redonda, elíptica, semicircular,
- cuadrada o rectangular.
Componente de turbina, en particular componente de turbina
de gas, con un canal de flujo interno según cualquiera de
las reivindicaciones anteriores.
Componente de turbina según la reivindicación 4, en el que
el canal (6, 16) de bifurcación es un orificio pasante a
través de una pared (8, 18) del componente de turbina de
gas.
Componente de turbina según la reivindicación 5, en el que
el orificio pasante es un orificio (6) de refrigeración por
película, un orificio (16) de refrigeración por choque o un
orificio receptor de flujo.
Componente de turbina según cualquiera de las
reivindicaciones 4 a 6, que se implementa como una pala o
álabe de turbina de gas o como un componente de cámara de
combustión.
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GB2466791B (en) * | 2009-01-07 | 2011-05-18 | Rolls Royce Plc | An aerofoil |
US9696035B2 (en) | 2010-10-29 | 2017-07-04 | General Electric Company | Method of forming a cooling hole by laser drilling |
US20120102959A1 (en) * | 2010-10-29 | 2012-05-03 | John Howard Starkweather | Substrate with shaped cooling holes and methods of manufacture |
US8684691B2 (en) | 2011-05-03 | 2014-04-01 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade with chamfered squealer tip and convective cooling holes |
EP2568118A1 (en) * | 2011-09-12 | 2013-03-13 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas-turbine-component |
US9297277B2 (en) | 2011-09-30 | 2016-03-29 | General Electric Company | Power plant |
US9296039B2 (en) | 2012-04-24 | 2016-03-29 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil impingement cooling |
US20140208771A1 (en) * | 2012-12-28 | 2014-07-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling arrangement |
US9561555B2 (en) | 2012-12-28 | 2017-02-07 | United Technologies Corporation | Non-line of sight electro discharge machined part |
US9309809B2 (en) * | 2013-01-23 | 2016-04-12 | General Electric Company | Effusion plate using additive manufacturing methods |
US10005037B2 (en) | 2013-06-25 | 2018-06-26 | Tetra Laval Holdings & Finance S.A. | Memrane filtration device having an improved design |
US9551229B2 (en) | 2013-12-26 | 2017-01-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil with an internal cooling system having trip strips with reduced pressure drop |
CN104780479A (zh) * | 2014-01-11 | 2015-07-15 | 富泰华精密电子(郑州)有限公司 | 具有通音孔的电子装置及电子装置通音孔的加工方法 |
US9969500B2 (en) * | 2014-02-06 | 2018-05-15 | Honeywell International Inc. | Bifurcated ducts including plenums for stabilizing flow therethrough and exhaust systems including the same |
JP2015178832A (ja) | 2014-03-19 | 2015-10-08 | アルストム テクノロジー リミテッドALSTOM Technology Ltd | 冷却孔入口を備えるロータ軸 |
CA2950011C (en) | 2014-05-29 | 2020-01-28 | General Electric Company | Fastback turbulator |
US10364684B2 (en) | 2014-05-29 | 2019-07-30 | General Electric Company | Fastback vorticor pin |
US10041675B2 (en) * | 2014-06-04 | 2018-08-07 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multiple ventilated rails for sealing of combustor heat shields |
US10233775B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-03-19 | General Electric Company | Engine component for a gas turbine engine |
US10280785B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-05-07 | General Electric Company | Shroud assembly for a turbine engine |
CA2965375A1 (en) * | 2014-10-31 | 2016-06-23 | General Electric Company | Film cooled engine component for a gas turbine engine |
US10815789B2 (en) | 2016-02-13 | 2020-10-27 | General Electric Company | Impingement holes for a turbine engine component |
US10309228B2 (en) * | 2016-06-09 | 2019-06-04 | General Electric Company | Impingement insert for a gas turbine engine |
US10830052B2 (en) | 2016-09-15 | 2020-11-10 | Honeywell International Inc. | Gas turbine component with cooling aperture having shaped inlet and method of forming the same |
US10876407B2 (en) * | 2017-02-16 | 2020-12-29 | General Electric Company | Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades |
CN108223019A (zh) * | 2017-12-20 | 2018-06-29 | 中国科学院宁波材料技术与工程研究所 | 一种空心叶片以及其制造方法和应用 |
US20190277501A1 (en) * | 2018-03-07 | 2019-09-12 | United Technologies Corporation | Slot arrangements for an impingement floatwall film cooling of a turbine engine |
DE102018108729B4 (de) | 2018-04-12 | 2023-05-11 | Karlsruher Institut für Technologie | Strömungsführende Komponente mit einer Strömungsleitfläche sowie eine Gasturbinenschaufel |
JP6935870B2 (ja) * | 2018-08-02 | 2021-09-15 | 国立大学法人 東京大学 | 波力発電システム |
US11428160B2 (en) | 2020-12-31 | 2022-08-30 | General Electric Company | Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly |
US11965653B2 (en) * | 2021-06-23 | 2024-04-23 | General Electric Company | Dilution air inlets with notched tip and slotted tail for combustor |
JP7362997B2 (ja) * | 2021-06-24 | 2023-10-18 | ドゥサン エナービリティー カンパニー リミテッド | タービンブレードおよびこれを含むタービン |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU365481A1 (ru) | 1971-04-16 | 1973-01-08 | УСТРОЙСТВО дл ПЛЕНОЧНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ | |
US4199936A (en) * | 1975-12-24 | 1980-04-29 | The Boeing Company | Gas turbine engine combustion noise suppressor |
US4738588A (en) * | 1985-12-23 | 1988-04-19 | Field Robert E | Film cooling passages with step diffuser |
GB2227965B (en) * | 1988-10-12 | 1993-02-10 | Rolls Royce Plc | Apparatus for drilling a shaped hole in a workpiece |
US5059093A (en) * | 1990-06-07 | 1991-10-22 | United Technologies Corporation | Compressor bleed port |
US5192192A (en) * | 1990-11-28 | 1993-03-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Turbine engine foil cap |
US5688104A (en) * | 1993-11-24 | 1997-11-18 | United Technologies Corporation | Airfoil having expanded wall portions to accommodate film cooling holes |
US5458461A (en) * | 1994-12-12 | 1995-10-17 | General Electric Company | Film cooled slotted wall |
DE59710924D1 (de) * | 1997-09-15 | 2003-12-04 | Alstom Switzerland Ltd | Kühlvorrichtung für Gasturbinenkomponenten |
GB9821639D0 (en) * | 1998-10-06 | 1998-11-25 | Rolls Royce Plc | Coolant passages for gas turbine components |
US6511762B1 (en) * | 2000-11-06 | 2003-01-28 | General Electric Company | Multi-layer thermal barrier coating with transpiration cooling |
US7059825B2 (en) * | 2004-05-27 | 2006-06-13 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade |
EP1686240A1 (de) * | 2005-01-27 | 2006-08-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Bauteil mit Abflachung in einem Loch |
-
2007
- 2007-03-28 EP EP07006444A patent/EP1975372A1/en not_active Withdrawn
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