FR2639402A1 - Disque ailete de rotor de turbomachine - Google Patents
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Abstract
Un disque 1 de rotor de turbomachine est équipé d'aubes 3 associées à des plates-formes 11 séparées comportant un plateau 12 dont chaque extrémité axiale est reliée à un pied 24, 25 de fixation sur le disque 1 coopérant avec une portée cylindrique 7, 8 ménagée sur la jante du disque. Un des pieds 24 au moins est associé à un cavalier 27 à section en C, le solidarisant avec un élément en forme de dent 4 du disque 1, le verrouillage axial étant assuré par une bride 30 d'un élément voisin 15 dudit rotor.
Description
DESCRIPTION
La présente invention concerne un disque aileté équipé d'aubes et de plates-formes séparées, destiné notamment à une soufflante de turboréacteur ou à un étage de
compression de moteur aéronautique.
Dans la réalisation de rotors de turbomachine, notamment du type envisagé ci-dessus, il est connu, par exemple dans le but de permettre un démontage unitaire dans le cas d'aubes à grande corde présentant un vrillage important et/ou de faciliter leur fabrication, notamment les opérations d'usinage, de prévoir une réalisation des aubes en plusieurs parties. GB-A- 2 171 151 décrit ainsi un rotor comportant des aubes qui ne comprennent qu'une pale et un pied, des plates-formes séparées interaubes étant montées par un pied en bulbe dans un alvéole intermédiaire ménagé sur la jante du disque entre deux alvéoles portant les pieds d'aubes. Ce mode de fixation imposant des alvéoles supplémentaires sur le disque support des aubes ne donne pas toutefois entière satisfaction pour toutes
les applications.
Le but de l'invention est par conséquent de réaliser des plates-formes inter-aubes séparées pour rotors de turbomachine, associées à des moyens améliorés de fixation sur un disque assurant une rétention à la fois dans le sens radial et dans le sens axial tout en tenant compte des impératifs de réduction de masse dont l'intérêt est évident pour des pièces tournantes et qui est en outre un critère important dans les applications aéronautiques
visées par l'invention.
Un disque aileté de rotor de turbomachine du type envisagé ci-dessus, répondant à ces problèmes est caractérisé en ce
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que chaque plate-forme comporte un plateau délimitant la paroi interne de la veine de circulation des gaz et dont chaque extrémité axiale est reliée à un élément formant un pied de fixation sur le disque, coopérant avec une portée cylindrique ménagée sur la jante dudit disque, l'un au moins desdits pieds de plate-forme étant associé à un cavalier présentant une section en forme de C et solidarisant ledit pied avec un élément en forme de dent du disque, une bride d'un élément voisin du rotor et fixé au disque étant en appui sur ledit cavalier de manière à
assurer le verrouillage axial.
PLusieurs modes de réalisation sont proposés pour lesquelles des caractéristiques additionnelles sont
prévues, le choix s'effectuant en fonction des appli-
cations particulières.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention
seront mieux compris à la lecture de la description qui
va suivre des modes de réalisation de l'invention, en référence aux dessins annexés sur lesquels: - la figure 1 représente, selon une vue en coupe par un plan passant par l'axe de rotation de la turbomachine, un disque aileté de rotor de turbomachine, selon un mode de réalisation de l'invention; - la figure 2 représente une vue partielle schématique en perspective du disque aileté représenté sur la figure 1; - la figure 3 représente, selon une vue en coupe analogue à celle de la figure 1, un disque aileté de turbomachine selone une variante de réalisation de l'invention
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- la figure 4a représente, selon une vue schématique en perspective une plate-forme équipant le disque représenté sur la figure 3; - la figure 4b représente, selon une vue schématique en perspective, un renfort associé à la plate-forme
représentée sur la figure 4a.
L'application de l'invention représentée sur les figures 1 à 4b concerne une soufflante de turboréacteur et notamment dans le cas o l'étage mobile de rotor comporte des aubes à grande corde associées à des plates- formes inter-aubes séparées. Dans le mode de réalisation de l'invention représenté sur les figures 1 et 2, un disque 1 de soufflante comporte des rainures orientées axialement, régulièrement réparties sur la jante, à la périphérie du disque et formant des alvéoles 2 dans lesquels sont maintenus les pieds de forme complémentaire des aubes 3 de soufflante. Ladite jante du disque 1 est prolongée sur sa face avant, avant et arrière étant définis par rapport au sens normal de circulation des gaz dans la turbomachine, par des éléments formant des dents 4, espacés de la face avant 5 du disque 1. Dans l'espace ainsi ménagé est placé un jonc annulaire 6 de verrouillage axial des aubes 3. La partie avant de la jante du disque 1 comporte une portée cylindrique 7. Sur la partie arrière de ladite jante, est ménagée également une portée cylindrique 8 surmontée d'un becquet annulaire 9, créant ainsi une gorge annulaire 10. Le disque 1 est également
équipé de plates-formes 11 séparées des aubes 3.
Selon le mode de réalisation représenté sur les figures 1 et 2, lesdites plates-formes 11 sont métalliques et sont, par exemple dans le cas décrit d'une application à une soufflante de turboréacteur, en un métal léger tel
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que le titane ou un de ses alliages. Chaque plate-forme 11, disposée entre deux aubes 3 consécutives se compose d'un plateau supérieur 12 qui délimite la paroi interne de la veine de circulation des gaz, d'une part périphériquement entre les deux aubes 3 et d'autre part longitudinalement o le bord avant 13 du plateau 12 se raccorde avec le bord arrière 14 d'un support 15 du cône d'entrée de la soufflante et le bord arrière 16 comporte, par exemple, un soyage de raccordement au bord externe avant 17 d'un flasque intermédiaire 18 fixé sur la face arrière 19 du disque 1, par exemple par vis en 20 au niveau d'une bride de fixation 21. L'étanchéité de la veine est ainsi assurée tant du côté avant que du côté arrière. Ledit plateau 12 est supporté par des jambes, de chaque côté, respectivement 22 à l'avant et 23 à l'arrière, qui sont terminées par des rebords formant des pieds de fixation, respectivement 24 à l'avant et 25 à l'arrière. Une nervure 26 de renfort est disposée sous la face interne du plateau 12, en son milieu, orientée dans le sens axial, entre les deux jambes 22 et 23. Ledit pied coopère avec ladite gorge annulaire 10 du disque 1 et repose sur la portée cylindrique 8 tandis que le pied 24,
à l'avant, repose sur la portée cylindrique 7 du disque 1.
Un élément en forme de cavalier 27, disposé verticalement de manière à présenter en section une forme générale de C maintient en place ledit pied avant 24, la branche supérieure 28 du cavalier coopérant avec la surface supérieure du pied 24 et la branche inférieure 29 coopérant avec les faces internes de la dent 4 de disque et du jonc 6. Une bride 30 du support 15 de cône d'entrée, en appui sur les cavaliers 27, assure le verrouillage axial de l'ensemble. Chaque cavalier 27 et la dent 4 de disque comportant en outre respectivement un perçage correspondant dans lequel est placé un pion 31 de positionnement.
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Le mode de montage des plates-formes 11 qui viennent d'être décrites est le suivant. Le pied arrière 25 de plate-forme est introduit dans la gorge 10 du disque 1 et le pied avant 24 est mis en appui sur la portée cylindrique avant 7 du disque 1 puis le cavalier 27 est
positionné en plaçant le pion 31 sur la dent 4 de disque.
Le support 15 du cône d'entrée est mis en place, la bride 30 de sa partie arrière venant en appui sur le cavalier 27 et enfin, une bride de fixation 32 dudit support 15 est fixée par boulons en 33 sur une bride 34 solidaire de la
face avant du disque 1.
Selon une variante de réalisation de l'invention, représentée sur les figures 3, 4a 4b, pour laquelle la
description qui va suivre conserve les mêmes références
pour les pièces et éléments identiques à ceux qui ont été décrits en référence aux figures 1 et 2 et donne une référence augmentée d'une centaine pour les pièces ou éléments modifiés, les plates-formes 111 sont constituées en matériau composite. Selon ce mode de réalisation, -chaque plate-forme 111 comprend deux éléments en forme de caisson, respectivement llla et lllb, présentant une section de forme générale triangulaire ou trapézoïdale et accolés suivant un côté, constituant ainsi une nervure centrale 126. Ces éléments en caisson llla et 111b peuvent être obtenus par bobinage ou par drappage de tissus en matériau composite et après assemblage, ils sont solidarisés par un bobinage ou un drappage de tissus également en matériau composite, créant une peau extérieure lllc et constituant également un plateau
supérieur 112.
La plate-forme 111 comporte également sur chaque bord, un élément de renfort, respectivement 35 à l'avant et 36 à l'arrière et ces renforts forment également les pieds de fixation de la plate-forme, respectivement 124 à l'avant et 125 à l'arrière. La figure 4b montre le détail de réalisation du renfort 35. Les bords latéraux périphériques de la plateforme 111 reçoivent chacun un joint, respectivement 37 et 38 qui assurent l'étanchéité et le raccordement entre la plate-forme 111 et l'aube 3 adjacente, de chaque côté. Par ailleurs les autres éléments de la réalisation décrite en référence aux figures 1 et 2 sont conservés identiques, notamment la fixation du pied arrière 125 s'engageant dans la gorge annulaire 10 du disque 1 et à l'avant, la fixation du pied avant 124 au moyen d'un cavalier 27, bloqué axialement par
la bride 30 du support 15 du cône d'entrée de soufflante.
Le mode de montage précédemment décrit en référence aux figures 1 et 2 est également conservé identique dans la
variante de réalisation selon la figure 3.
Une autre variante de réalisation non représentée aux dessins mais qui se déduit directement des représentations données peut être envisagée. Dans certaines applications particulières o il apparaîtrait que le becquet 9 du disque 1 formant la gorge annulaire 10 risque de présenter une fragilité inacceptable, les moyens de fixation de la plate-forme peuvent être prévus à l'arrière identiques a ceux qui ont été décrits pour l'avant, à savoir en
utilisant des cavaliers tels que 27.
Claims (6)
1. Disque aileté de rotor de turbomachine composé d'un disque (1) équipé d'aubes (3) constituées uniquement d'une pale et d'un pied de fixation et de plates-formes séparées caractérisé en ce que chaque plate-forme (11: 111i) comporte un plateau (12; 112) délimitant la paroi interne de la veine de circulation des gaz et dont chaque extrémité axiale est reliée à un élément formant un pied (24, 25; 124, 125) de fixation sur le disque (1), coopérant avec une portée cylindrique (7, 8) ménagée sur la jante du disque, l'un au moins desdits pieds (24: 124) de plate-forme (11, 111) étant associé à un cavalier (27) présentant une section en forme de C et solidarisant ledit pied (24; 124) avec un.élément en forme de dent (4) du disque (1), une bride (30) d'un élément (15) voisin du rotor et fixé au disque (1) étant en appui sur ledit
cavalier (27) de manière à assurer le verrouillage axial.
2. Disque aileté de rotor de turbomachine selon la revendication 1 dans lequel un desdits cavaliers (27) est associé au pied (24, 25; 124, 125) de la plate-forme
(11, 111) du côté avant et du côté arrière.
3. Disque aileté de rotor de turbomachine selon la
revendication 1 dans lequel ledit cavalier (27) est asso-
cié du côté avant du disque (1), du côté supérieur, a un pied (24: 124) de plate-forme (11, 111) et du côté inférieur à une dent (4) du disque (1) et à un jonc (6) de blocage placé entre ladite dent (4) et la face (5) du disque (1), et du côté arrière, le pied (25; 125) de plate-forme (11; 111) est placé dans une gorge annulaire (10) formant un becquet (9) sur la partie arrière de la
jante du disque (1).
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4. Disque aileté de rotor de turbomachine selon l'une
quelconque des revendications 1 à 3 dans lequel la face de
jante du disque (1) et le cavalier (27) associé comportent respectivement un perçage recevant un pion (31) de positionnement.
5. Disque aileté de rotor de turbomachine selon l'une
quelconque des revendications 1 à 4 dans lequel lesdites
plates-formes (11) sont métalliques et dans chaque plate-
forme, ledit plateau (12) est relié respectivement à chaque pied (24, 25) par - e jambe (22, 23) de liaison, une nervure (26) de renfort, solidaire de la face interne dudit plateau (12) allant d'une jambe A l'autre (22, 23)
chaque bord axial (13, 16) dudit plateau (12) de plate-
forme (11) coopérant avec le bord adjacent (14, 17) dudit élément voisin (15, 18) de rotor de manière à assurer l'étanchéité et la continuité de la paroi interne de la
veine.
6. Disque aileté de rotor de turbomachine selon l'une
quelconque des revendications 1 à 4 dans lequel lesdites
plates-formes (111) sont constituées en matériau composite, chacune étant composée de deux éléments (111a, lllb) à section triangulaire accolés et solidarisés par une peau extérieure (111c) formant ledit plateau (112) de plate-forme (111) et lesdits pieds (124, 125) de fixation étant constitués A chaque extrémité axiale respectivement par un renfort (35, 36), un joint
d'étanchéité (37, 38) étant placé sur chaque bord péri-
phérique de plateau (112) de plate-forme (111), assurant
le raccordement entre plates-formes (111) et aubes (3).
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8815234A FR2639402B1 (fr) | 1988-11-23 | 1988-11-23 | Disque ailete de rotor de turbomachine |
| DE8989403217T DE68900646D1 (de) | 1988-11-23 | 1989-11-22 | Schaufelplatte einer turbine. |
| EP89403217A EP0370899B1 (fr) | 1988-11-23 | 1989-11-22 | Disque aileté de rotor de turbomachine |
| US07/441,045 US5049035A (en) | 1988-11-23 | 1989-11-24 | Bladed disc for a turbomachine rotor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8815234A FR2639402B1 (fr) | 1988-11-23 | 1988-11-23 | Disque ailete de rotor de turbomachine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2639402A1 true FR2639402A1 (fr) | 1990-05-25 |
| FR2639402B1 FR2639402B1 (fr) | 1990-12-28 |
Family
ID=9372135
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
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Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
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| EP (1) | EP0370899B1 (fr) |
| DE (1) | DE68900646D1 (fr) |
| FR (1) | FR2639402B1 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2257755A (en) * | 1991-07-17 | 1993-01-20 | Snecma | Interblade platform. |
| FR3073907A1 (fr) * | 2017-11-17 | 2019-05-24 | Safran Aircraft Engines | Organe de retention pour plateforme de turbomachine |
Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2669686B1 (fr) * | 1990-11-28 | 1994-09-02 | Snecma | Rotor de soufflante avec aubes sans plates-formes et sabots reconstituant le profil de veine. |
| US5151013A (en) * | 1990-12-27 | 1992-09-29 | United Technologies Corporation | Blade lock for a rotor disk and rotor blade assembly |
| US5277548A (en) * | 1991-12-31 | 1994-01-11 | United Technologies Corporation | Non-integral rotor blade platform |
| GB9208409D0 (en) * | 1992-04-16 | 1992-06-03 | Rolls Royce Plc | Rotors for gas turbine engines |
| GB9209895D0 (en) * | 1992-05-07 | 1992-06-24 | Rolls Royce Plc | Rotors for gas turbine engines |
| US5232346A (en) * | 1992-08-11 | 1993-08-03 | General Electric Company | Rotor assembly and platform spacer therefor |
| US5281096A (en) * | 1992-09-10 | 1994-01-25 | General Electric Company | Fan assembly having lightweight platforms |
| FR2706528B1 (fr) * | 1993-06-10 | 1995-09-01 | Snecma | Plate-forme séparée inter-aube de disque ailette de rotor de turbomachine. |
| US6217283B1 (en) * | 1999-04-20 | 2001-04-17 | General Electric Company | Composite fan platform |
| US6435820B1 (en) * | 1999-08-25 | 2002-08-20 | General Electric Company | Shroud assembly having C-clip retainer |
| US6520742B1 (en) * | 2000-11-27 | 2003-02-18 | General Electric Company | Circular arc multi-bore fan disk |
| US6447250B1 (en) * | 2000-11-27 | 2002-09-10 | General Electric Company | Non-integral fan platform |
| GB0614640D0 (en) * | 2006-07-22 | 2006-08-30 | Rolls Royce Plc | An annulus filler seal |
| US8616849B2 (en) * | 2009-02-18 | 2013-12-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan blade platform |
| US8568102B2 (en) * | 2009-02-18 | 2013-10-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan blade anti-fretting insert |
| FR2960589B1 (fr) * | 2010-05-28 | 2014-05-02 | Snecma | Roue a aubes pour une turbomachine, telle qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion |
| FR2963383B1 (fr) * | 2010-07-27 | 2016-09-09 | Snecma | Aube de turbomachine, rotor, turbine basse pression et turbomachine equipes d'une telle aube |
| FR2965843B1 (fr) * | 2010-10-06 | 2012-11-09 | Snecma | Rotor pour turbomachine |
| FR2973434A1 (fr) * | 2011-03-30 | 2012-10-05 | Snecma | Distributeur de turbine en cmc adapte au support d'un carter interne de turbine metallique par un contact radial |
| FR2974864B1 (fr) * | 2011-05-04 | 2016-05-27 | Snecma | Rotor de turbomachine avec moyen de retenue axiale des aubes |
| FR2974863B1 (fr) * | 2011-05-06 | 2015-10-23 | Snecma | Disque de soufflante de turbomachine |
| US8777576B2 (en) * | 2011-08-22 | 2014-07-15 | General Electric Company | Metallic fan blade platform |
| FR2982635B1 (fr) | 2011-11-15 | 2013-11-15 | Snecma | Roue a aubes pour une turbomachine |
| US9845699B2 (en) * | 2013-03-15 | 2017-12-19 | Gkn Aerospace Services Structures Corp. | Fan spacer having unitary over molded feature |
| US10145268B2 (en) * | 2013-03-15 | 2018-12-04 | United Technologies Corporation | Injection molded composite fan platform |
| FR3010442B1 (fr) * | 2013-09-09 | 2015-10-09 | Snecma | Disque aubage monobloc a contraintes reduites en pied d'aube, de preference pour soufflante de turbomachine d'aeronef |
| FR3022944B1 (fr) | 2014-06-26 | 2020-02-14 | Safran Aircraft Engines | Ensemble rotatif pour turbomachine |
| US10024234B2 (en) * | 2014-09-08 | 2018-07-17 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Panels of a fan of a gas turbine |
| FR3035678B1 (fr) * | 2015-04-29 | 2017-05-12 | Snecma | Aube munie de plateformes possedant une jambe de retenue |
| FR3038653B1 (fr) * | 2015-07-08 | 2017-08-04 | Snecma | Assemblage d'une plateforme rapportee d'aube de soufflante sur un disque de soufflante |
| US9976426B2 (en) * | 2015-07-21 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Fan platform with stiffening feature |
| US10215046B2 (en) * | 2015-11-23 | 2019-02-26 | United Technologies Corporation | Airfoil platform having dual pin apertures and a vertical stiffener |
| US10584592B2 (en) * | 2015-11-23 | 2020-03-10 | United Technologies Corporation | Platform for an airfoil having bowed sidewalls |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3294364A (en) * | 1962-01-02 | 1966-12-27 | Gen Electric | Rotor assembly |
| US3712757A (en) * | 1969-10-28 | 1973-01-23 | Secr Defence | Bladed rotors for fluid flow machines |
| US4033705A (en) * | 1976-04-26 | 1977-07-05 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Blade retainer assembly |
| GB2006883A (en) * | 1977-10-27 | 1979-05-10 | Rolls Royce | Fan or Compressor Rotor Stage |
| FR2413543A1 (fr) * | 1977-12-28 | 1979-07-27 | Gen Electric | Dispositif de retenue d'aubes de turbomachine |
| GB2171151A (en) * | 1985-02-20 | 1986-08-20 | Rolls Royce | Rotors for gas turbine engines |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2873088A (en) * | 1953-05-21 | 1959-02-10 | Gen Electric | Lightweight rotor construction |
| BE540433A (fr) * | 1954-08-12 | |||
| NL222612A (fr) * | 1956-11-30 | |||
| GB1093568A (en) * | 1965-11-23 | 1967-12-06 | Rolls Royce | Improvements in or relating to bladed rotors such as compressor rotors |
| GB1318654A (en) * | 1970-12-05 | 1973-05-31 | Secr Defence | Bladed rotors |
| US3888601A (en) * | 1974-05-23 | 1975-06-10 | Gen Electric | Turbomachine with balancing means |
-
1988
- 1988-11-23 FR FR8815234A patent/FR2639402B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
1989
- 1989-11-22 DE DE8989403217T patent/DE68900646D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1989-11-22 EP EP89403217A patent/EP0370899B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1989-11-24 US US07/441,045 patent/US5049035A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3294364A (en) * | 1962-01-02 | 1966-12-27 | Gen Electric | Rotor assembly |
| US3712757A (en) * | 1969-10-28 | 1973-01-23 | Secr Defence | Bladed rotors for fluid flow machines |
| US4033705A (en) * | 1976-04-26 | 1977-07-05 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Blade retainer assembly |
| GB2006883A (en) * | 1977-10-27 | 1979-05-10 | Rolls Royce | Fan or Compressor Rotor Stage |
| FR2413543A1 (fr) * | 1977-12-28 | 1979-07-27 | Gen Electric | Dispositif de retenue d'aubes de turbomachine |
| GB2171151A (en) * | 1985-02-20 | 1986-08-20 | Rolls Royce | Rotors for gas turbine engines |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2257755A (en) * | 1991-07-17 | 1993-01-20 | Snecma | Interblade platform. |
| FR2679296A1 (fr) * | 1991-07-17 | 1993-01-22 | Snecma | Plate-forme separee inter-aube pour disque ailete de rotor de turbomachine. |
| US5193982A (en) * | 1991-07-17 | 1993-03-16 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation S.N.E.C.M.A. | Separate inter-blade platform for a bladed rotor disk |
| GB2257755B (en) * | 1991-07-17 | 1994-07-20 | Snecma | Separate inter-blade platform for a bladed rotor disc |
| FR3073907A1 (fr) * | 2017-11-17 | 2019-05-24 | Safran Aircraft Engines | Organe de retention pour plateforme de turbomachine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE68900646D1 (de) | 1992-02-13 |
| FR2639402B1 (fr) | 1990-12-28 |
| US5049035A (en) | 1991-09-17 |
| EP0370899B1 (fr) | 1992-01-02 |
| EP0370899A1 (fr) | 1990-05-30 |
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