FR2827640A1 - Systeme pour reduire la cavitation d'une pompe - Google Patents
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Abstract
On réduit l'apparition de la cavitation dans une pompe rotative tout en maintenant les performances de la pompe, en utilisant une source à basse température présente dans le système de pompe pour un échange de chaleur avec le fluide s'écoulant dans la pompe, pour abaisser ainsi sa température et également la tension de vapeur saturante du fluide. Dans le cas d'un moteur de fusée à carburant liquide, un réfrigérant ou autre propulseur B dont la température est inférieure à celle du propulseur primaire A, peut être utilisé pour cette source à basse température. Le propulseur B traverse un échangeur de chaleur 2 au moyen d'une pompe 4, et échange sa chaleur avec le propulseur A provenant d'un réservoir 3, pour abaisser la température du fluide. A basse vitesse de fluide du propulseur A, il n'y a qu'une légère chute de pression à l'intérieur de l'échangeur de chaleur 2 et l'apparition de la cavitation est réduite à l'intérieur de la pompe 1.
Description
est calibrée.
ARRIERE PLAN DE L'INVENTION
1. Domaine de l'invention La présente invention concerne un système pour réduire la cavitation d'une pompe dans un système de pompe comportant une
s pompe rotative.
Ainsi, la présente invention concerne une technique per mettant de réduire la cavitation dans un système comportant une source de chaleur à basse température, et concerne plus particulière ment un système pour réduire la cavitation d'une pompe, ce système o permettant de réduire très bien la cavitation dans une pompe rotative utilisée pour la fourniture du carburant de propulsion à un moteur de fusce.
2. Description de la technologie concernée
A l'entrce d'une pompe rotative, il se produit un diminu s tion de pression derrière les ailettes tournant à grande vitesse et, dans certains cas, des bulles peuvent se former lorsque la pression chute lo calement au-dessous de la tension de vapeur saturante. Ce phénomène est appelé cavitation. Lorsque la cavitation se produit, on a une dimi nution du flux d'admission de la pompe ou de la pression de sortie de la o pompe, tandis qu'en méme temps la vibration de la pompe peut aug
menter au point de produire une rupture de celle-ci.
Certaines des mesures qui ont été prises dans le passé pour éviter l' apparition de cette cavitation, comprennent les mesures suivantes consistant à: s 1. Augmenter la pression d'entrée de la pompe; 2. Réduire la vitesse de la pompe de manière à minimiser la chute de pression à l'entrée de la pompe;
3. Diminuer le diamètre de sortie de l'entrée de la pompe.
Pour augmenter la charge utile d'une fusée, il faut ré so duire la taille totale et le poids total du moteur de fusée, ce qui com prend une réduction de la taille et du poids du système de pompe qui fournit le carburant de propulsion au moteur. Pour obtenir ce résultat, il faut augmenter la vitesse de la pompe de manière à augmenter la pression que la pompe peut atteindre, et il faut également augmenter la ss pression de fonctionnement du moteur de fusée. Cependant, bien que les mesures 1 à 3 ci-dessus réduisent efficacement la cavitation, ces mesures diminuent également les performances de la pompe au point que les hautes performances voulues ne peuvent plus être atteintes, de sorte qu'on ne peut répondre à la nécessité indiquée ci-dessus. Plus s spécifiquement, avec la mesure 1, il faut augmenter la pression dans le réservoir de carburant de propulsion, ce qui nécessite une augmenta tion correspondante de l'épaisseur des parois du réservoir, et donc de son poids. Avec les mesures 2 et 3, les performances de la pompe sont diminuées, la pression de fonctionnement du moteur de fusée ne peut o étre atteinte, et la poussée spécifique ne peut étre augmentée, parmi les
problèmes qu'on peut entre autres citer.
La présente invention a été conçue à la lumière de cette situation et a pour but de réduire l'apparition de la cavitation au moyen d'une structure simple, tout en maintenant les performances de la s pompe dans une pompe rotative (si la pompe comporte un inducteur, cela concerne l'ensemble de la pompe y compris l'inducteur), et de di minuer le poids total et la taille totale d'un moteur de fusée en amélio rant le système de fourniture de combustible de propulsion alimentant
le moteur.
RESUME DE L'INVENTION
Pour atteindre les buts ci-dessus, la présente invention concerne un système pour réduire la cavitation d'une pompe dans un système de pompe comportant une pompe rotative, caractérisé en ce que l'apparition de la cavitation dans la pompe rotative est réduite en
2s refroidissant le fluide s'écoulant dans cette pompe rotative.
Suivant d'autres caractéristiques de l'invention, le fluide qui s'écoule dans la pompe rotative est refroidi par un échange de cha leur avec un autre fluide qui présente une température inférieure à la température du fluide manipulé par le système de pompe, le système de pompe est appliqué à un système d'alimentation en propulseur d'un moteur de fusée à carburant liquide, le propulseur du moteur de fusée à carburant liquide est utilisé comme l'autre fluide, le réfrigérant du
moteur de fusée à carburant liquide est utilisé comme l'autre fluide.
La présente invention concerne ainsi un système de 3s pompe dans lequel la température du fluide s'écoulant dans la pompe est abaissée de manière à abaisser la tension de vapeur saturante de ce fluide, ce qui augmente la diminution tolérable de pression du fluide, et
réduit l'apparition de la cavitation.
La présente invention met en _uvre également l'utilisa tion d'une source à basse température présente dans le système de pompe, et l'utilisation de cette source à basse température pour effec tuer un échange thermique avec le fluide s'écoulant dans la pompe, de manière à abaisser la température du fluide qui arrive, et à réduire l' ap parition de la cavitation. Dans le cas d'un moteur de fusée à carburant o liquide, on peut utiliser un réfrigérant ou un autre carburant de pro pulsion dont la température est inférieure à celle du carburant de pro
pulsion primaire, pour constituer la source à basse température.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
La présente invention sera décrite ci-après de manière plus détaillée à l'aide de modes de réalisation représentés sur les des sins annexés dans lesquels: - la figure 1 est un schéma de principe illustrant la constitution d'un mode de réalisation dans lequel le système de pompe selon la pré sente invention est appliqué au système d'alimentation en carturant o de propulelon d'un moteur de fusée à carburant liquide; - la figure 2 est un schéma de principe illustrant la constitution d'un autre mode de réalisation dans lequel le système de pompe selon la présente invention est appliqué au système d'alimentation en cartu rant de propulsion d'un moteur de fusée à carburant liquide; :5 - la figure 3 est un graphique de la température de l'oxygène liquide en fonction du rapport de flux d'hydrogène/oxygène lorsqu'on utilise de l'hydrogène liquide pour abaisser la température de l'oxygène li quide; - la figure 4 est un graphique de la tension de vapeur saturante de so l' oxygène liquide lorsqu' on obtient la diminution de température re présentée dans la figure 3; et - la figure 5 est un graphique de la Charge d'Aspiration Positive Nette (CAPN) lorsqu'on diminue la température de l'oxygène liquide comme
représenté dans la figure 3.
DESCRIPIION DES MODES DE REALISATION PREFERENTIELS
Un exemple d'application à un moteur de fusée à carbu rant liquide sera donné comme mode de réalisation du système de pompe selon la présente invention, et sera décrit ci-après en se référant
s aux dessins.
De l'oxygène liquide et de l'hydrogène liquide qui présente une température encore plus basse que l'oxygène liquide, sont cou ramment utilisés comme réfrigérants pour effectuer le refroidissement, ou comme carburants de propulsion servant de combustible dans des o moteurs de fusées à carburant liquide. Dans ce mode de réalisation, l'hydrogène liquide présentant une température plus basse que l'oy gène liquide est utilisé comme source de basse température dans ce moteur de fusée à carburant liquide, pour abaisser la température de l'oxygène liquide à l'entrée de la pompe à oxygène liquide, pour réduire s la tension de vapeur saturante de l'oxygène liquide, et pour empécher
l'apparition de cavitation.
La figure 1 est un schéma de principe illustrant la cons titution d'un mode de réalisation dans lequel le système de pompe selon la présente invention est appliqué au système d'alimentation en carbu
o rant de propulsion d'un moteur de fusée à carburant liquide.
Dans ce dessin, la référence A désigne un carburant de propulsion, appelé plus simplement ci-après propulseur, et la référence B désigne un autre carburant de propulsion, appelé plus simplement ci après propulseur, qui sert de source de basse température. Dans ce s système, la température du propulseur B est inférieure à la température du propulseur A, de sorte que le propulseur B est utilisé comme source de basse température pour refroidir le propulseur A. Dans ce cas par exemple, le propulseur A est de l'oxygène liquide et le propulseur B est de l'hydrogène liquide, comme décrit ci-dessus. La référence numérique o 1 désigne une pompe pour le propulseur A, la référence numérique 2 désigne un échangeur de chaleur, et la référence numérique 3 désigne un réservoir pour stocker le propulseur A. La référence numérique 4 désigne une pompe pour le propulseur B servant de source de basse température, et cette pompe fournit le propulseur B provenant d'un ré s servoir de propulseur B (non représenté). La référence numérique 5 dé s signe une chambre de combustion de moteur de fusée, et la référence
numérique 6 désigne un adutage de moteur de fusée.
Le propulseur B est pomp é vers l' échangeur de chaleur 2 par la pompe 4, après quoi ce propulseur est pulvérisé dans la chambre s de combustion 5 du moteur de fusée. Le propulseur A contenu dans le réservoir 3 subit un échange de chaleur avec le propulseur B servant de source de basse température, dans l'échangeur de chaleur, juste avant
de s'écouler dans la pompe 1, ce qui abaisse la température du fluide.
Comme la vitesse de fluide du propulseur A est basse au moment de o cette admission, il n'y a qu'une légère chute de pression à l'intérieur de l'échangeur de chaleur 2, et la diminution de température résultant de l'échange de chaleur est plus que suffisante pour compenser avanta geusement la diminution de pression due à cette perte de pression. Par suite, comme cela sera décrit ci-après, la cavitation est réduite à l'inté s rieur de la pompe 1. Les propulseurs A et B sont ensuite fournis à la
chambre de combustion 5 du moteur de fusée.
La figure 2 est un schéma de principe illustrant la cons titution d'un autre mode de réalisation dans lequel le système de pompe selon la présente invention est appliqué au système d'alimentation en o propulseur d'un moteur de fusée à carburant liquide. On ne décrira que
les différences par rapport au mode de réalisation ci-dessus.
Dans ce dernier mode de réalisation, la référence numé rique A désigne un propulseur, la référence numérique C désigne un réfrigérant qui sert de source de basse température pour refroidir l'aju s tage du moteur, et la rélérence B désigne un autre propulseur que le propulseur A. Dans ce système, un fluide à une température plus basse que celle du propulseur A est utilisé comme réfrigérant C, et ce réfrigé rant est utilisé comme source de basse température pour refroidir le propulseur A. Par exemple, lorsque le propulseur A est de l'oxygène li so quide, le réfrigérant C est de l'hydrogène liquide qui présente une tem pérature plus basse que celle de l'oxygène liquide. Lorsque le propulseur A est de l'hydrogène liquide, le réfrigérant C est par exemple de la neige d'hydrogène qui présente une température encore plus basse
que celle de l'hydrogène liquide.
Dans le mode de réalisation ci-dessus, la structure dé crite empêchait l'apparition de cavitation dans la pompe pour le propul seur A, mais il va sans dire qu'avec un moteur de fusce du type brulant un certain nombre de propulseurs comme dans le présent mode de réa s lisation, on peut également éviter la cavitation dans la pompe (non re présentée) pour l'autre propulseur D, en abaissant la température du propulseur D par le réfrigérant C, exactement comme avec le propul seur A. Par exemple, lorsque le propulseur D est du méthane liquéfié, on peut abaisser la température du propulseur D en utilisant de l'hy o drogène liquide comme réfrigérant C. La figure 3 est un graphique de la température de l'oxy gène liquide en fonction du rapport de flux d'hydrogène/oxygène lors qu'on utilise de l'hydrogène liquide pour abaisser la température de l'oxygène liquide par échange de chaleur dans le mode de réalisation
s représenté à la figure 1.
L' axe vertical représente la température de l' oxygène li quide en degrés K après l'échange de chaleur, tandis que l'axe horizon tal représente le rapport entre le flux d'hydrogène liquide et le flux d'oxygène liquide. Ici, l'oxygène liquide avant l'échange de chaleur pré o sente une température de 90 K et une pression de 400 kPa, tandis que l'hydrogène liquide avant l'échange de chaleur présente une tempéra ture de 50 K et une pression de 10 Mpa. Les températures des deux fluides sont égales après l'échange thermique. Par suite, dans un cas typique dans lequel le rapport de flux des propulseurs (flux d'hydrogène s liquide/flux d'oxygène liquide) dans une fusée à hydrogène liquide oxygène liquide, est de 0,16, on peut voir que la température de l'oxy
gène liquide après l'échange thermique est abaissée à environ 65 K.
La figure 4 est un graphique de la tension de vapeur sa turante de l'oxygène liquide lorsqu'on obtient la diminution de tempé
rature représentée à la figure 3.
L'axe vertical représente la tension de vapeur saturante (kPa) de l'oxygène liquide après l'échange de chaleur, tandis que l'axe horizontal représente le rapport entre le flux d'hydrogène liquide et le flux d'oxygène liquide. Comme représenté dans le dessin, la tension de 3s vapeur saturante de l'oxygène liquide est fortement abaissée par l' échange de chaleur, ce qui rend beaucoup plus improbable l' apparition
de la cavitation.
En général, la valeur obtenue en soustrayant la tension de vapeur saturante de la pression d'entrée, et en exprimant cette pres sion comme la hauteur d'une colonne d'eau, est appelée Charge d'Aspi ration Positive Nette (CAPN), et s'exprime par l'équation suivante: CAPN = (pression d'entrée de la pompe - tension de va peur Saturante/densité du fluide à l'entrée de la
pompe/accélération de la pesanteur.
o Cette valeur représente la marge jusqu'au point d'évapo ration d'un fluide et, plus cette valeur est grande, plus la marge est
grande avant l'apparition de la cavitation.
La figure 5 est un graphique de la CAPN lorsque la tem pérature de l'oxygène liquide est abaissée comme représenté à la figure 3. L'axe vertical représente la CAPN (en mètres) de l'oxygène liquide après l'échange de chaleur, et l'axe horizontal représente le rap port de flux d'hydrogène liquide/flux d'oxygène liquide. Comme indiqué par ce graphique, lorsqu'aucun échangeur de chaleur n'est utilisé comme dans le passé, la CAPN est de 27 m. Au contraire, en utilisant le mode de réalisation de la présente invention, dans des conditions dans lesquelles le rapport de flux des propulseurs (flux d'hydrogène/flux d'oxygène) est de 0,16, la CAPN est de 32,2 m, ce qui signifie qu'on peut s'attendre à une amélioration d'environ 20% des performances d'aspi ration. Cependant, si l'on conserve la même CAPN de 27 m que lorsqu'aucun échange de chaleur n'est effectué, la pression d'entrée re quise de la pompe, dans des conditions dans lesquelles le rapport de flux des propulseurs (flux d'hydrogène/flux d'oxygène) est de 0,16, di so minue jusqu'à environ 300 kPa dans un état dans lequel la température
de l'oxygène liquide a été abaissée à 65 K par échange thermique.
Plus spécifiquement, on peut voir que le système de pompe selon la présente invention abaisse la pression à l'intérieur du réservoir de propulseur en abaissant la température d'entrée de la pompe. Par suite, on peut rendre plus minces les parois du réservoir de
propulseur, ce qui rend ce réservoir de propulseur plus léger.
De plus, comme on peut le voir d'après l'équation ci dessus exprimant la CAPN, plus la CAPN d'une pompe est petite dans s un état dans lequel aucun échange de chaleur n'est effectué, c'est à dire plus la différence est petite entre la pression d'entrée initiale de la pompe et la tension de vapeur saturante, plus doit être grand l'effet de
l'abaissement de la tension de vapeur saturante à l'entrée de la pompe.
Comme décrit ci-dessus, l'apparition de la cavitation est o réduite par le présente invention, ce qui permet de diminuer la pression à l'intérieur du réservoir de propulseur, et donc de rendre plus minces les parois de ce réservoir de propulseur, en le rendant ainsi plus léger, ce qui augmente donc la charge utile que le moteur de fusée est capable
de lancer.
s De plus, la réduction de l'apparition de la cavitation per met d'augmenter la vitesse de la pompe, en conduisant ainsi à des ré
ductions de taille et de poids de la pompe.
En outre, l'augmentation de la vitesse de la pompe aug mente la pression que la pompe peut atteindre, permet à la pression de o fonctionnement du moteur de fusée d'être plus élevée, et permet égale
ment de réduire la taille totale et le poids total du moteur.
Enfin, l' augmentation de la pression de fonctionnement du moteur de fusée augmente le niveau de pression à l'intérieur de l'ajutage, en aval de la chambre de combustion, en permettant aux gaz s de combustion de se dilater sur une plus grande surface de sortie, en amplifiant la poussée spécifique, et même en conduisant à une réduc
tion de la consommation de carburant.
R E V E N D I C AT I O N S
1 ) Système pour réduire la cavitation d'une pompe dans un système de pompe comportant une pompe rotative (l), caractérisé en ce que s l'apparition de la cavitation dans la pompe rotative (l) est réduite en
refroidissant le fluide (A) s'écoulant dans cette pompe rotative.
2 ) Système pour réduire la cavitation d'une pompe, selon la revendica tion l, o caractérisé en ce que le fluide qui s'écoule dans la pompe rotative (l) est refroidi par un échange de chaleur avec un autre fluide qui présente une température inférieure à la température du fluide manipulé par le système de pompe. 3 ) Système pour réduire la cavitation d'une pompe, selon la revendica tion l, caractérisé en ce que le système de pomp e est appliqué à un système d' alimentation en pro
o pulseur d'un moteur de fusée à carburant liquide.
4 ) Système pour réduire la cavitation d'une pompe, selon la revendica tion 2, caractérisé en ce que s le système de pompe est appliqué à un système d'alimentation en pro
pulseur d'un moteur de fusée à carburant liquide.
) Système pour réduire la cavitation d'une pompe, selon la revendica tion 2, caractérisé en ce que le propulseur du moteur de fusée à carburant liquide est utilisé comme
l'autre fluide.
6 ) Système pour réduire la cavitation d'une pompe, selon la revendica 3s tion 3, caractérisé en ce que le propulseur du moteur de fusée à carburant liquide est utilisé comme
l'autre fluide.
7 ) Système pour réduire la cavitation d'une pompe, selon la revendica tion 4, caractérisé en ce que le propulseur du moteur de fusée à carburant liquide est utilisé comme
l'autre fluide.
8 ) Système pour réduire la cavitation d'une pompe, selon la revendica tion 2, caractérisé en ce que le réfrigérant du moteur de fusée à carburant liquide est utilisé comme
l'autre fluide.
9 ) Système pour réduire la cavitation d'une pompe, selon la revendica tion 3, caractérisé en ce que le réfrigérant du moteur de fusée à carburant liquide est utilisé comme
l'autre fluide.
) Système pour réduire la cavitation d'une pompe, selon la revendi cation 4, 2s caractérisé en ce que le réfrigérant du moteur de fusée à carburant liquide est utilisé comme
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Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6859740B2 (en) * | 2002-12-12 | 2005-02-22 | Halliburton Energy Services, Inc. | Method and system for detecting cavitation in a pump |
| US6968673B1 (en) * | 2003-11-14 | 2005-11-29 | Knight Andrew F | Cool gas generator and ultra-safe rocket engine |
| JP2007239473A (ja) * | 2006-03-06 | 2007-09-20 | Ihi Aerospace Co Ltd | ロケットエンジン |
| US7900434B2 (en) * | 2006-12-20 | 2011-03-08 | The Boeing Company | Thermally-integrated fluid storage and pressurization system |
| AU2008318273B2 (en) * | 2007-10-30 | 2013-05-09 | Ddf (Australia) Pty Ltd | Extracting an extract substance from a raw material |
| FR3000996B1 (fr) * | 2013-01-11 | 2016-06-17 | Snecma | Systeme et procede d'alimentation d'un moteur-fusee |
| EP3199792B1 (fr) | 2014-09-25 | 2021-02-24 | Patched Conics, LLC | Dispositif et procédé pour mettre sous pression et alimenter un fluide |
| CN106121863B (zh) * | 2016-08-09 | 2018-06-01 | 北京航天试验技术研究所 | 一种低温流体变工况泵压式输送系统 |
| US12012233B2 (en) * | 2021-05-10 | 2024-06-18 | Ball Aerospace & Technologies Corp. | Active on orbit fluid propellant management and refueling systems and methods |
| US11945606B1 (en) | 2021-10-19 | 2024-04-02 | Ball Aerospace & Technologies Corp. | Electric propulsion based spacecraft propulsion systems and methods utilizing multiple propellants |
| CN116839430B (zh) * | 2023-06-30 | 2024-07-19 | 北京天兵科技有限公司 | 一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统和设计方法 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1198110A (fr) * | 1957-05-20 | 1959-12-04 | Rolls Royce | Perfectionnements aux dispositifs de pompage pour gaz liquéfiés |
| GB1439535A (en) * | 1972-08-23 | 1976-06-16 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Liquid propellant rocket propulsion unit |
| DE3523495A1 (de) * | 1985-07-01 | 1987-01-08 | Sihi Gmbh & Co Kg | Pumpenanlage zur foerderung von leicht siedenden medien im saugbetrieb |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3775977A (en) * | 1961-08-23 | 1973-12-04 | Marquardt Corp | Liquid air engine |
| US3756024A (en) * | 1962-02-23 | 1973-09-04 | Gen Dynamics Corp | Method and apparatus for coordinating propulsion in a single stage space flight |
| FR2040548A5 (fr) * | 1969-04-03 | 1971-01-22 | Bringer Henri | |
| US3597923A (en) * | 1969-10-02 | 1971-08-10 | Michael Simon | Rocket propulsion system |
| US4856284A (en) * | 1987-10-20 | 1989-08-15 | Air Products And Chemicals, Inc. | Automated cylinder transfill system and method |
| US4881375A (en) * | 1987-10-20 | 1989-11-21 | Air Products And Chemicals, Inc. | Automated cylinder transfill system and method |
| JPH079219B2 (ja) * | 1988-09-13 | 1995-02-01 | 三菱重工業株式会社 | ロケットエンジン |
| US5214925A (en) * | 1991-09-30 | 1993-06-01 | Union Carbide Chemicals & Plastics Technology Corporation | Use of liquified compressed gases as a refrigerant to suppress cavitation and compressibility when pumping liquified compressed gases |
| US5248245A (en) * | 1992-11-02 | 1993-09-28 | Ingersoll-Dresser Pump Company | Magnetically coupled centrifugal pump with improved casting and lubrication |
| DE19844163C1 (de) * | 1998-09-25 | 2000-01-05 | Ficht Gmbh & Co Kg | Pumpverfahren und Pumpvorrichtung |
| US6584784B2 (en) * | 1999-02-05 | 2003-07-01 | Midwest Research Institute | Combined refrigeration system with a liquid pre-cooling heat exchanger |
| DE19958310C2 (de) * | 1999-12-03 | 2002-01-17 | Daimler Chrysler Ag | Raketentriebwerk für Flüssigtreibstoffe mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf |
-
2001
- 2001-07-19 JP JP2001220020A patent/JP3870252B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-07-17 US US10/196,055 patent/US6834493B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-07-19 FR FR0209198A patent/FR2827640B1/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1198110A (fr) * | 1957-05-20 | 1959-12-04 | Rolls Royce | Perfectionnements aux dispositifs de pompage pour gaz liquéfiés |
| GB1439535A (en) * | 1972-08-23 | 1976-06-16 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Liquid propellant rocket propulsion unit |
| DE3523495A1 (de) * | 1985-07-01 | 1987-01-08 | Sihi Gmbh & Co Kg | Pumpenanlage zur foerderung von leicht siedenden medien im saugbetrieb |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2827640B1 (fr) | 2009-03-20 |
| US20030014965A1 (en) | 2003-01-23 |
| US6834493B2 (en) | 2004-12-28 |
| JP3870252B2 (ja) | 2007-01-17 |
| JP2003035206A (ja) | 2003-02-07 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20110331 |