JP2004263699A - タービンノズル用の翼形部形状 - Google Patents
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Abstract
【課題】 本発明は、ガスタービンの第3段ノズル用の翼形部を提供する。
【解決手段】 第3段ノズル(22)は、表Iに記載したX、Y及びZのデカルト座標値に実質的に従った翼形部輪郭を有し、該表Iにおいて、X及びY値は、インチで表してあり、各距離Zにおける翼形部輪郭セクション(32)を定め、またZは、表IのZ値にインチで表した翼形部の高さを乗じることによってインチで表したZ距離に換算可能な0から1までの無次元値である。Z距離における輪郭セクションは、互いに滑らかに結合されて完全な翼形部形状を形成する。X及びY距離は、拡大又は縮小したノズル用翼形部を得るために拡大縮小可能とすることができる。X、Y及びZ距離で与えられた基準翼形部は、±0.100インチのエンベロープ内に在る。
【選択図】 図1
【解決手段】 第3段ノズル(22)は、表Iに記載したX、Y及びZのデカルト座標値に実質的に従った翼形部輪郭を有し、該表Iにおいて、X及びY値は、インチで表してあり、各距離Zにおける翼形部輪郭セクション(32)を定め、またZは、表IのZ値にインチで表した翼形部の高さを乗じることによってインチで表したZ距離に換算可能な0から1までの無次元値である。Z距離における輪郭セクションは、互いに滑らかに結合されて完全な翼形部形状を形成する。X及びY距離は、拡大又は縮小したノズル用翼形部を得るために拡大縮小可能とすることができる。X、Y及びZ距離で与えられた基準翼形部は、±0.100インチのエンベロープ内に在る。
【選択図】 図1
Description
本発明は、ガスタービンのノズル段用の翼形部に関し、具体的にはガスタービンの第3段ノズル用の翼形部に関する。
全体的な効率及び負荷の改善を含む設計目標に適合させるためには、ガスタービンの各段の高温ガス流路セクションは多くの要件を満たされなければならない。具体的には、第3段のタービンセクションは、その目標に合わせるために効率、熱負荷、寿命、スロート面積及び流れ誘導の各要件を満たさなければならない。
本発明の好ましい実施形態によると、ガスタービンの性能を向上させるガスタービンのノズル段、好ましくは第3段ノズル用の翼形部形状が提供される。ノズル段の翼形部形状は、タービンの様々な段の間の相互作用を改善し、第3段における空気力学的効率の向上をもたらし、かつ第3段ブレードの負荷を改善する。従って、ノズル段周りの高温ガス流路アニュラスの一部を画成する各第2段ノズル翼形部の輪郭は、段効率を向上させかつ部品寿命及び生産性を改善する要件を満たす。
本発明による好ましい実施形態では、翼形形状を有する翼形部を含むタービンノズルが提供され、該翼形部は、表Iに記載したX、Y及びZのデカルト座標値に実質的に従った基準輪郭を有し、この表Iにおいて、Z値は、表IのZ値にインチで表した翼形部の高さを乗じることによってインチで表したZ距離に換算可能な0から1までの無次元値であり、またX及びY値は、滑らかな連続円弧により接続されると、各距離Zにおける翼形部輪郭セクションを定めるインチで表した距離であり、Z距離における輪郭セクションが、互いに滑らかに結合されて完全な翼形部形状を形成する。
本発明による別の好ましい実施形態では、翼形部を含むタービンノズルが提供され、該翼形部は、表Iに記載したX、Y及びZのデカルト座標値に実質的に従った皮膜のない基準翼形部輪郭を有し、この表Iにおいて、Z値は、表IのZ値にインチで表した翼形部の高さを乗じることによってインチで表したZ距離に換算可能な0から1までの無次元値であり、またX及びY値は、滑らかな連続円弧により接続されると、各距離Zにおける翼形部輪郭セクションを定めるインチで表した距離であり、Z距離における輪郭セクションは、互いに滑らかに結合されて完全な翼形部形状を形成し、X、Y及びZ距離が、拡大又は縮小した翼形部を得るために、同一の定数又は数値の関数として拡大縮小可能である。
本発明による別の好ましい実施形態では、複数のノズルを有するタービン段を含むタービンが提供され、ノズルの各々は翼形形状を有する翼形部を含み、該翼形部は、表Iに記載したX、Y及びZのデカルト座標値に実質的に従った基準輪郭を有し、この表Iにおいて、Z値は、表IのZ値にインチで表した翼形部の高さを乗じることによってインチで表したZ距離に換算可能な0から1までの無次元値であり、またX及びY値は、滑らかな連続円弧により接続されると、各距離Zにおける翼形部輪郭セクションを定めるインチで表した距離であり、Z距離における輪郭セクションが、互いに滑らかに結合されて完全な翼形部形状を形成する。
ここで図面、特に図1を参照すると、複数のタービン段を含むガスタービン12の、全体を符号10で表した多段タービンセクションが示されている。ここには、3つの段が示されている。例えば、第1段は、複数の周方向に間隔を置いて配置されたノズルすなわちブレード14及びバケット16を含み、ノズルは、タービンロータ15の軸線の周りで互いに周方向に間隔を置いて配置されかつ固定される。もちろん、バケット16は、ロータ15の周りで周方向に間隔を置いて配置され該ロータ15に取付けられる。タービン12の第2段も示されており、該第2段は、複数の周方向に間隔を置いて配置されたノズル18とロータ15に取付けられた複数のバケット20とを含む。さらに、複数の周方向に間隔を置いて配置されたノズル22とバケット24とを含む第3段も示されている。ノズル及びバケットは、矢印26で示したタービンの高温ガス流路10内に位置していることが分かるであろう。
図2及び図3を参照すると、ノズル段、例えば第3段ノズル22は、それぞれ内側バンド28と外側バンド30との間でほぼ半径方向に延びており、内側及び外側バンド28及び30もまたタービン12を通る高温ガス流路26の一部を画成する。一般的に、ノズル22は、それらの内側及び外側バンドを備えたシングレット、ダブレット又はトリプレットとして準備され、これらが互いに固定されてロータの回転軸線の周りにノズルの周方向配列を形成する。ノズル22は、図示するようにトリプレットとして準備されるのが好ましい。各ノズル22は、図5に示すように翼形状すなわちエーロフォイル状ブレード32の形状になっていることが分かるであろう。つまり、各ノズル22は、それぞれ内側及び外側バンド28及び30間のあらゆる断面において翼形部32の形状をした輪郭になっている。この好ましい実施形態では、66個の翼形部32形状のノズルブレードがあり、これらノズルブレードが内側及び外側バンド28及び30と共にタービンの第3段のノズル22を構成する。
高温ガスの方向転換の誘導及びタービンの全体効率を最適化する第3段ノズル翼形部の翼形形状を定めるために、段の要件を満たしかつ製造可能である、空間内における固有の点の組又は軌跡を提供する。この固有の点の軌跡は、ノズル負荷及び段効率の要件を満たすものであり、空気力学とノズルの機械的負荷との間での反復試索によって得られ、タービンが効率的な、安全なかつ円滑な状態で運転されることを可能にする。ノズル翼形部輪郭を定める軌跡は、600個の点の組を含む。下記の表Iに示すX、Y及びZ値のデカルト座標系が、各ノズル翼形部の輪郭を定める。X及びY座標の値は、表Iにはインチで記載されているが、数値が適当に換算される場合、他の寸法単位を用いることもできる。表Iに記載したZ値は、0から1までの無次元形式である。各Z値をインチで表したZ距離に換算するためには、表Iに示した無次元Z値に、インチで表した定数、例えばノズル翼形部の高さが乗じられる。翼形部高さHは、ノズル22の後縁38と外側バンド30との交差位置における点から、符号37の点(図4)において後縁38から後方の内側バンドと交差する半径に沿って測定でき、約8.125インチである。第3段の各ノズルの交差点35からロータ軸線34までの好ましい距離D(図4)は、28.930インチである。座標系は、直交関係のX、Y及びZ軸を有しており、Z軸がX及びY値を含む平面に垂直な平面に対して垂直に延びている。Y軸は、タービンロータ中心線、すなわちロータ軸線34に平行に位置しており、前方から後方に向かって正の方向である。Z方向は、半径方向内向き方向が負の方向であり、X方向は、後方向に見て接線方向反時計方向が負の方向である。
X、Y平面に対して垂直なZ方向の選択位置におけるX及びY座標値を定めることにより、各Z距離における翼形部の輪郭を確定することができる。X及びY値を滑らかな連続円弧で接続することにより、各Z距離における各輪郭セクションが決定される。距離Z間の様々な表面位置の表面輪郭は、隣接する断面セクションを互いに滑らかに接続して翼形部を形成することによって決定される。表Iに記載した値は、周囲温度の非作動状態又は非高温状態における翼形部輪郭を表し、かつ皮膜のない翼形部に対するものである。一般的にデカルト座標系で用いられるように、記号規則によりZ値には正の値を割り当て、X及びY座標には正及び負の値を割り当てている。
表Iの値は、ノズル翼形部の輪郭を決定するために小数点以下3桁まで作成されかつ示されている。翼形部の実際の輪郭には、考慮しなければならない一般的な製造公差と皮膜とが存在する。従って、表Iに示す輪郭の値は、基準翼形部のためのものである。従って、ノズル翼形部の実際の輪郭は、翼形部表面上の測定点と表Iに挙げたようなそれらの理想的位置との間の差異の範囲内にある。本設計は、機械的機能及び空気力学的機能を損なわない程度に、この差異に対してロバストである。それ故、あらゆる皮膜厚さを含む一般的な±製造公差、すなわち±値が、下表Iに示すX及びY値に加算されることが分かるであろう。従って、翼形部輪郭に沿った任意の表面位置に対して垂直な方向に±0.100インチの距離が、この特定の第3段ノズル翼形部に対する翼形部輪郭エンベロープを定める。
好ましい基準翼形部エンベロープ用の座標値を以下に表Iに示す。
表I
表I
上記の表に開示した翼形部輪郭は、他の類似のタービン設計において使用するために、幾何学的に拡大又は縮小することができることも分かるであろう。その結果、表Iに記載した座標値は、翼形部セクション形状が変化しない状態に維持して、率に応じて拡大又は縮小することができる。表Iの座標の拡大又は縮小バージョンは、定数により乗算又は除算されたインチで表したX、Y及びZ距離によって示される。
現在最も実用的かつ好ましい実施形態であると考えられるものに関して本発明を説明してきたが、本発明は開示した実施形態に限定されるものではなく、また特許請求の範囲に示した参照符号は、本発明の技術的範囲を狭めるためのものではなくそれらを容易に理解するためのものであることを理解されたい。
10 多段タービンセクション
12 ガスタービン
14 第1段ノズル
15 ロータ
16 第1段バケット
18 第2段ノズル
20 第2段バケット
22 第3段ノズル
24 第3段バケット
28 内側バンド
30 外側バンド
12 ガスタービン
14 第1段ノズル
15 ロータ
16 第1段バケット
18 第2段ノズル
20 第2段バケット
22 第3段ノズル
24 第3段バケット
28 内側バンド
30 外側バンド
Claims (10)
- 翼形形状を有する翼形部(32)を含むタービンノズル(22)であって、
前記翼形部が、表Iに記載したX、Y及びZのデカルト座標値に実質的に従った基準輪郭を有し、前記表Iにおいて、Z値は、表IのZ値にインチで表した翼形部の高さを乗じることによってインチで表したZ距離に換算可能な0から1までの無次元値であり、またX及びY値は、滑らかな連続円弧により接続されると、各距離Zにおける翼形部輪郭セクションを定めるインチで表した距離であり、
Z距離における輪郭セクションが、互いに滑らかに結合されて完全な翼形部形状を形成する、
タービンノズル。 - タービンの第3段の一部を形成する、請求項1記載のタービンノズル。
- 前記翼形部形状が、該翼形部形状に沿った任意の翼形部表面位置に対して垂直な方向に±0.100インチの範囲にあるエンベロープ内に在る、請求項1記載のタービンノズル。
- 翼形部(32)を含むタービンノズル(22)であって、
前記翼形部が、表Iに記載したX、Y及びZのデカルト座標値に実質的に従った皮膜のない基準翼形部輪郭を有し、前記表Iにおいて、Z値は、表IのZ値にインチで表した翼形部の高さを乗じることによってインチで表したZ距離に換算可能な0から1までの無次元値であり、またX及びY値は、滑らかな連続円弧により接続されると、各距離Zにおける翼形部輪郭セクションを定めるインチで表した距離であり、
Z距離における輪郭セクションが、互いに滑らかに結合されて完全な翼形部形状を形成し、
X、Y及びZ距離が、拡大又は縮小した翼形部を得るために、同一の定数又は数値の関数として拡大縮小可能である、
タービンノズル。 - タービンの第3段の一部を形成する、請求項4記載のタービンノズル。
- 各翼形部形状が、該翼形部形状に沿った任意の翼形部表面位置に対して垂直な方向に±0.100インチの範囲にあるエンベロープ内に在る、請求項1記載のタービンノズル。
- 複数のノズル(22)を有するタービン段を含むタービンであって、
前記ノズルの各々が、翼形形状を有する翼形部(32)を含み、
前記翼形部が、表Iに記載したX、Y及びZのデカルト座標値に実質的に従った基準輪郭を有し、前記表Iにおいて、Z値は、表IのZ値にインチで表した翼形部の高さを乗じることによってインチで表したZ距離に換算可能な0から1までの無次元値であり、またX及びY値は、滑らかな連続円弧により接続されると、各距離Zにおける翼形部輪郭セクションを定めるインチで表した距離であり、
Z距離における輪郭セクションが、互いに滑らかに結合されて完全な翼形部形状を形成する、
タービン。 - 前記タービンノズルが、該タービンの第3段の一部を含む、請求項7記載のタービン。
- 前記タービン段が66個のノズルを有し、座標値Yが該タービンの回転軸線に平行に延びる、請求項8記載のタービン。
- 各翼形部形状が、該翼形部形状に沿った任意の翼形部表面位置に対して垂直な方向に±0.100インチの範囲にあるエンベロープ内に在る、請求項7記載のタービン。
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Publications (2)
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Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
KR101338585B1 (ko) * | 2005-08-30 | 2013-12-06 | 제너럴 일렉트릭 캄파니 | 에어포일 및 압축기 및 고정자 조립체 |
JP2021535314A (ja) * | 2018-08-21 | 2021-12-16 | クロマロイ ガス タービン エルエルシー | 改善された第1段タービンノズル |
Families Citing this family (51)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7001147B1 (en) * | 2004-07-28 | 2006-02-21 | General Electric Company | Airfoil shape and sidewall flowpath surfaces for a turbine nozzle |
US20060216144A1 (en) * | 2005-03-28 | 2006-09-28 | Sullivan Michael A | First and second stage turbine airfoil shapes |
US7330239B2 (en) * | 2005-04-08 | 2008-02-12 | Asml Netherlands B.V. | Lithographic apparatus and device manufacturing method utilizing a blazing portion of a contrast device |
US8016551B2 (en) | 2005-11-03 | 2011-09-13 | Honeywell International, Inc. | Reverse curved nozzle for radial inflow turbines |
US7377743B2 (en) * | 2005-12-19 | 2008-05-27 | General Electric Company | Countercooled turbine nozzle |
WO2008090394A2 (en) * | 2005-12-29 | 2008-07-31 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Second stage turbine airfoil |
WO2007141596A2 (en) * | 2005-12-29 | 2007-12-13 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Turbine nozzle blade airfoil geometry |
CA2633334C (en) | 2005-12-29 | 2014-11-25 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Airfoil for a first stage nozzle guide vane |
US7722329B2 (en) | 2005-12-29 | 2010-05-25 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Airfoil for a third stage nozzle guide vane |
US7632072B2 (en) | 2005-12-29 | 2009-12-15 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Third stage turbine airfoil |
WO2008035135A2 (en) | 2005-12-29 | 2008-03-27 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | First stage turbine airfoil |
US7329093B2 (en) * | 2006-01-27 | 2008-02-12 | General Electric Company | Nozzle blade airfoil profile for a turbine |
US7329092B2 (en) * | 2006-01-27 | 2008-02-12 | General Electric Company | Stator blade airfoil profile for a compressor |
US7306436B2 (en) * | 2006-03-02 | 2007-12-11 | Pratt & Whitney Canada Corp. | HP turbine blade airfoil profile |
FR2899269A1 (fr) * | 2006-03-30 | 2007-10-05 | Snecma Sa | Aube de redresseur optimisee, secteur de redresseurs, etage de compression, compresseur et turbomachine comportant une telle aube |
US7581930B2 (en) * | 2006-08-16 | 2009-09-01 | United Technologies Corporation | High lift transonic turbine blade |
US7611326B2 (en) * | 2006-09-06 | 2009-11-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | HP turbine vane airfoil profile |
US7566202B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-07-28 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7572105B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-08-11 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7572104B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-08-11 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7510378B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-03-31 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7513748B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-04-07 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7517197B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-04-14 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7497663B2 (en) * | 2006-10-26 | 2009-03-03 | General Electric Company | Rotor blade profile optimization |
US7568892B2 (en) * | 2006-11-02 | 2009-08-04 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7497665B2 (en) * | 2006-11-02 | 2009-03-03 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7559748B2 (en) * | 2006-11-28 | 2009-07-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | LP turbine blade airfoil profile |
US7695242B2 (en) * | 2006-12-05 | 2010-04-13 | Fuller Howard J | Wind turbine for generation of electric power |
GB0700142D0 (en) * | 2007-01-05 | 2007-02-14 | Rolls Royce Plc | Nozzle guide vane arrangement |
US20090169369A1 (en) * | 2007-12-29 | 2009-07-02 | General Electric Company | Turbine nozzle segment and assembly |
US20090274562A1 (en) * | 2008-05-02 | 2009-11-05 | United Technologies Corporation | Coated turbine-stage nozzle segments |
US8113786B2 (en) * | 2008-09-12 | 2012-02-14 | General Electric Company | Stator vane profile optimization |
US8133016B2 (en) * | 2009-01-02 | 2012-03-13 | General Electric Company | Airfoil profile for a second stage turbine nozzle |
US8328511B2 (en) | 2009-06-17 | 2012-12-11 | General Electric Company | Prechorded turbine nozzle |
US8573945B2 (en) * | 2009-11-13 | 2013-11-05 | Alstom Technology Ltd. | Compressor stator vane |
US8757968B2 (en) | 2010-07-26 | 2014-06-24 | Snecma | Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of the third stage of a turbine |
US8602740B2 (en) | 2010-09-08 | 2013-12-10 | United Technologies Corporation | Turbine vane airfoil |
US8393870B2 (en) | 2010-09-08 | 2013-03-12 | United Technologies Corporation | Turbine blade airfoil |
US8556588B2 (en) | 2011-06-03 | 2013-10-15 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US8814511B2 (en) | 2011-08-09 | 2014-08-26 | General Electric Company | Turbomachine component having an airfoil core shape |
US8814526B2 (en) | 2011-11-28 | 2014-08-26 | General Electric Company | Turbine nozzle airfoil profile |
US8807950B2 (en) * | 2011-11-28 | 2014-08-19 | General Electric Company | Turbine nozzle airfoil profile |
US8734116B2 (en) | 2011-11-28 | 2014-05-27 | General Electric Company | Turbine bucket airfoil profile |
US8827641B2 (en) | 2011-11-28 | 2014-09-09 | General Electric Company | Turbine nozzle airfoil profile |
US8740570B2 (en) | 2011-11-28 | 2014-06-03 | General Electric Company | Turbine bucket airfoil profile |
US9011101B2 (en) | 2011-11-28 | 2015-04-21 | General Electric Company | Turbine bucket airfoil profile |
US9145777B2 (en) * | 2012-07-24 | 2015-09-29 | General Electric Company | Article of manufacture |
US10012086B2 (en) | 2013-11-04 | 2018-07-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil profile |
US10443392B2 (en) * | 2016-07-13 | 2019-10-15 | Safran Aircraft Engines | Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of the second stage of a turbine |
US10443393B2 (en) * | 2016-07-13 | 2019-10-15 | Safran Aircraft Engines | Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of the seventh stage of a turbine |
US11326460B1 (en) * | 2021-07-15 | 2022-05-10 | Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. | Airfoil profile for a turbine nozzle |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2002276303A (ja) * | 2001-02-08 | 2002-09-25 | General Electric Co <Ge> | タービンノズルのための翼形部形状 |
US6461109B1 (en) * | 2001-07-13 | 2002-10-08 | General Electric Company | Third-stage turbine nozzle airfoil |
US20030021680A1 (en) * | 2001-07-13 | 2003-01-30 | Bielek Craig Allen | Second-stage turbine nozzle airfoil |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5980209A (en) * | 1997-06-27 | 1999-11-09 | General Electric Co. | Turbine blade with enhanced cooling and profile optimization |
US6722853B1 (en) * | 2002-11-22 | 2004-04-20 | General Electric Company | Airfoil shape for a turbine nozzle |
-
2003
- 2003-03-03 US US10/376,246 patent/US6887041B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2004
- 2004-02-26 TW TW093104971A patent/TW200427918A/zh unknown
- 2004-03-02 JP JP2004057358A patent/JP2004263699A/ja active Pending
- 2004-03-03 EP EP04251229A patent/EP1455053A3/en not_active Withdrawn
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2002276303A (ja) * | 2001-02-08 | 2002-09-25 | General Electric Co <Ge> | タービンノズルのための翼形部形状 |
US6461109B1 (en) * | 2001-07-13 | 2002-10-08 | General Electric Company | Third-stage turbine nozzle airfoil |
US20030021680A1 (en) * | 2001-07-13 | 2003-01-30 | Bielek Craig Allen | Second-stage turbine nozzle airfoil |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
KR101338585B1 (ko) * | 2005-08-30 | 2013-12-06 | 제너럴 일렉트릭 캄파니 | 에어포일 및 압축기 및 고정자 조립체 |
JP2021535314A (ja) * | 2018-08-21 | 2021-12-16 | クロマロイ ガス タービン エルエルシー | 改善された第1段タービンノズル |
JP7332683B2 (ja) | 2018-08-21 | 2023-08-23 | クロマロイ ガス タービン エルエルシー | 改善された第1段タービンノズル |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
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US6887041B2 (en) | 2005-05-03 |
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US20040175271A1 (en) | 2004-09-09 |
EP1455053A3 (en) | 2007-01-31 |
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