JP6633640B2 - 飛行機のタービンエンジンの噴射システムと燃料噴射ノズルの間の封止デバイス - Google Patents
飛行機のタービンエンジンの噴射システムと燃料噴射ノズルの間の封止デバイス Download PDFInfo
- Publication number
- JP6633640B2 JP6633640B2 JP2017537298A JP2017537298A JP6633640B2 JP 6633640 B2 JP6633640 B2 JP 6633640B2 JP 2017537298 A JP2017537298 A JP 2017537298A JP 2017537298 A JP2017537298 A JP 2017537298A JP 6633640 B2 JP6633640 B2 JP 6633640B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- sealing device
- injector nozzle
- arrangement
- centering
- downstream
- 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.)
- Active
Links
- 238000007789 sealing Methods 0.000 title claims description 52
- 238000002347 injection Methods 0.000 title claims description 31
- 239000007924 injection Substances 0.000 title claims description 31
- 239000000446 fuel Substances 0.000 title claims description 15
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 32
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 21
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 19
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 4
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 2
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 4
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 4
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 4
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 3
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000004821 distillation Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
- F23D11/36—Details, e.g. burner cooling means, noise reduction means
- F23D11/38—Nozzles; Cleaning devices therefor
- F23D11/383—Nozzles; Cleaning devices therefor with swirl means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
- F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
- F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/26—Controlling the air flow
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/55—Seals
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00012—Details of sealing devices
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
- Nozzles (AREA)
Description
−外側ケーシング内の溝に収容される第1の部分を備え、前記溝は前記長軸の周りに延在し、また、下流側区切り面によって部分的に区切られ、第1の部分は第1の封止面を有して、溝の前記下流側区切り面に軸方向に当接し、
−インジェクタノズルガイドの前記内面に半径方向に当接する第2の封止面を有する第2の部分、を備えている。
−インジェクタノズルの外側ケーシング上に形成された溝内に封止デバイスを配置する、
−封止デバイスが嵌ったインジェクタノズルを、ノズルをその長軸の方向に沿って移動させることにより、センタリング開口部内に挿入する。
2 燃焼室
3 回転軸
4 内側ケーシング壁
6 外側ケーシング壁
8 内側室壁
10 空気流路
12 外側室壁
14 空気流路
16 室底部
18 噴射システム
20 デフレクタ
22 スプリットリング
24 スワラー
25 下流部分
26 ガイド
27 ベンチュリ
28 ミキサーボウル
29 ハウジング
30 第1段階のブレード
32 第2段階のブレード
33 排出穴
34 壁
35 ハウジングリング
36 摺動クロスメンバーシュー
38 プリセンタリング部
39 センタリング部
40 内面
40′ センタリング開口部
44 縁
50 カバー
80 燃料インジェクタ
82 インジェクタノズル
84 外側センタリング面
85 外側ケーシング
100 封止デバイス
102 第1の部分
102a 外側端
102b 内側端
104 第2の部分
106 接続半径
108 溝
108a 下流側区切り面
108b 上流側区切り面
110 凹部
112 底部
114 第1の封止面
116 第2の封止面
120 スリット
200 アセンブリ
Claims (9)
- 飛行機のタービンエンジン(1)の燃焼室(2)用の配置構成(200)であって、前記配置構成は、前記燃焼室(2)に空燃混合物を噴射するシステム(18)と、インジェクタノズル(82)を備えた燃料インジェクタ(80)を備え、前記噴射システム(18)はインジェクタノズルガイド(26)と、前記インジェクタノズルガイド(26)の下流部分(25)と、下流方向において外側に向かってテーパ状であるミキサーボウル(28)と、を備え、前記インジェクタノズルガイド(26)の内面(40)はセンタリング開口部(40′)を区切り、その中に、インジェクタノズルの長軸(3)にセンタリングされた外側ケーシング(85)から構成されるインジェクタノズル(82)があり、
前記配置構成がさらに、前記インジェクタノズルガイド(26)の内面(40)と前記インジェクタノズルの外側ケーシング(85)の間の封止デバイス(100)を備え、前記封止デバイス(100)が、
前記外側ケーシング(85)内の前記長軸(3)の周りに延在し、また、下流側区切り面(108a)によって部分的に区切られる溝(108)に収容される第1の部分(102)であって、第1の封止面(114)を有して、前記溝の前記下流側区切り面(108a)に軸方向に当接している前記第1の部分(102)と、
前記インジェクタノズルガイド(26)の前記内面(40)に半径方向に当接する第2の封止面(116)を有する第2の部分(104)と、を備え、
前記インジェクタノズル(82)の前記外側ケーシング(85)は、球形の外面(84)を有しており、前記封止デバイス(100)は、前記球形の外面(84)と前記内面(40)の間に位置し、
前記第2の部分(104)は、前記第1部分(102)から軸方向後方に延出しており、
前記溝(108)は、前記下流側区切り面(108a)に面した上流側区切り面(108b)によって部分的に区切られ、
前記上流側区切り面(108b)は、前記封止デバイスの前記第1の部分(102)の内端(102b)から半径方向外側に延出する、ことを特徴とする配置構成。 - 前記封止デバイス(100)の前記第1および第2の部分(102、104)は、前記封止デバイス(100)の前記第1および第2の部分間の接続半径(106)に対して略直角となるように配置され、前記第2の部分(104)は、前記接続半径(106)から軸方向後方に延出することを特徴とする請求項1に記載の配置構成。
- 前記第2の部分(104)は、前記接続半径(106)に配置された上流側軸方向端部(104b)と下流軸方向端部(104a)を備え、前記上流側軸方向端部(104b)は半径方向内側に折り込まれることを特徴とする請求項2に記載の配置構成。
- 前記封止デバイス(100)は、スプリットリングの形態であることを特徴とする請求項1から3のいずれか一項に記載の配置構成。
- 前記リングのスリット(120)は直線状であって、前記スプリットリングの軸線に対して傾斜していることを特徴とする請求項4に記載の配置構成。
- 前記封止デバイス(100)は金属製であり、前記封止デバイス(100)の厚さがほぼ一定であることを特徴とする請求項1から5のいずれか一項に記載の配置構成。
- 請求項1から6のいずれか一項に記載の少なくとも1つの配置構成(200)を備えた飛行機のタービンエンジン(1)。
- 前記インジェクタノズル(82)の前記外側ケーシング(85)上に形成された溝(108)内に封止デバイス(100)を配置するステップと、
前記封止デバイス(100)が嵌ったインジェクタノズル(82)を、前記ノズル(82)をその長軸(3)の方向に沿って移動させることにより、前記センタリング開口部(40′)内に挿入するステップと、
を含むことを特徴とする、請求項1から6のいずれか一項に記載の配置構成(200)の組み付け方法。 - 前記インジェクタノズルガイド(26)は、プリセンタリング部(38)と、センタリング部(39)と、を含み、
前記プリセンタリング部(38)は、前記下流方向において内側に向かってテーパ状であり、
前記センタリング部(39)は、前記プリセンタリング部(38)の下流端部に直接接続されており、
前記センタリング部(39)は、前記第2の部分(104)の前記第2の封止面(116)が半径方向に当接する前記内面(40)である円筒形内面(40)を含む、請求項1に記載の配置構成。
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1550399A FR3031799B1 (fr) | 2015-01-19 | 2015-01-19 | Dispositif d'etancheite ameliore entre un systeme d'injection et un nez d'injecteur de carburant de turbomachine d'aeronef |
FR1550399 | 2015-01-19 | ||
PCT/FR2016/050084 WO2016116686A1 (fr) | 2015-01-19 | 2016-01-18 | Dispositif d'étanchéité entre un système d'injection et un nez d'injecteur de carburant de turbomachine d'aéronef |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2018507382A JP2018507382A (ja) | 2018-03-15 |
JP6633640B2 true JP6633640B2 (ja) | 2020-01-22 |
Family
ID=53040532
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2017537298A Active JP6633640B2 (ja) | 2015-01-19 | 2016-01-18 | 飛行機のタービンエンジンの噴射システムと燃料噴射ノズルの間の封止デバイス |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10495312B2 (ja) |
EP (1) | EP3247946B1 (ja) |
JP (1) | JP6633640B2 (ja) |
CN (1) | CN107208896B (ja) |
FR (1) | FR3031799B1 (ja) |
RU (1) | RU2698150C2 (ja) |
WO (1) | WO2016116686A1 (ja) |
Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3035707B1 (fr) * | 2015-04-29 | 2019-11-01 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion coudee d'une turbomachine |
GB2543803B (en) * | 2015-10-29 | 2019-10-30 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber assembly |
FR3055928B1 (fr) | 2016-09-15 | 2018-09-28 | Safran Electrical & Power | Systeme de desolidarisation en rotation d'arbres |
FR3078142B1 (fr) | 2018-02-22 | 2020-03-20 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion comportant deux types d'injecteurs dans lesquels les organes d'etancheite ont un seuil d'ouverture different |
FR3081494B1 (fr) * | 2018-05-28 | 2020-12-25 | Safran Aircraft Engines | Module de combustion de turbomachine a gaz avec butee de fond de chambre |
FR3082284B1 (fr) * | 2018-06-07 | 2020-12-11 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion pour une turbomachine |
FR3091332B1 (fr) | 2018-12-27 | 2021-01-29 | Safran Aircraft Engines | Nez d’injecteur pour turbomachine comprenant une vrille secondaire de carburant à section évolutive |
FR3084731B1 (fr) * | 2019-02-19 | 2020-07-03 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion pour une turbomachine |
US11378275B2 (en) * | 2019-12-06 | 2022-07-05 | Raytheon Technologies Corporation | High shear swirler with recessed fuel filmer for a gas turbine engine |
JP7368274B2 (ja) * | 2020-02-28 | 2023-10-24 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービン用燃料噴射装置 |
KR102312716B1 (ko) | 2020-06-22 | 2021-10-13 | 두산중공업 주식회사 | 연료 분사 장치, 노즐, 연소기, 및 이를 포함하는 가스 터빈 |
GB202211589D0 (en) * | 2022-08-09 | 2022-09-21 | Rolls Royce Plc | A combustor assembly |
Family Cites Families (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3853273A (en) * | 1973-10-01 | 1974-12-10 | Gen Electric | Axial swirler central injection carburetor |
GB2150277B (en) * | 1983-11-26 | 1987-01-28 | Rolls Royce | Combustion apparatus for a gas turbine engine |
US4712370A (en) * | 1986-04-24 | 1987-12-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Sliding duct seal |
FR2679010B1 (fr) * | 1991-07-10 | 1993-09-24 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine a bols de prevaporisation demontables. |
GB2264541A (en) * | 1992-02-29 | 1993-09-01 | Rolls Royce Plc | Improved sealing ring for gas turbine engines |
US5328101A (en) * | 1993-08-27 | 1994-07-12 | General Electric Company | Gas turbine fuel nozzle seal |
US6250062B1 (en) * | 1999-08-17 | 2001-06-26 | General Electric Company | Fuel nozzle centering device and method for gas turbine combustors |
US7415828B2 (en) * | 2003-05-29 | 2008-08-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fuel nozzle sheath retention ring |
US7185494B2 (en) | 2004-04-12 | 2007-03-06 | General Electric Company | Reduced center burner in multi-burner combustor and method for operating the combustor |
FR2886714B1 (fr) | 2005-06-07 | 2007-09-07 | Snecma Moteurs Sa | Systeme d'injection anti-rotatif pour turbo-reacteur |
US20100031669A1 (en) * | 2008-08-06 | 2010-02-11 | Cessna Aircraft Company | Free Turbine Generator For Aircraft |
EP2166259A1 (de) * | 2008-09-18 | 2010-03-24 | ABB Turbo Systems AG | Vorrichtung zum Abdichten eines Lagergehäuses eines Abgasturboladers |
RU97479U1 (ru) * | 2010-05-24 | 2010-09-10 | Открытое акционерное общество "ИНТЕР РАО ЕЭС" | Малоэмиссионная камера сгорания газотурбинного двигателя |
FR2970551B1 (fr) * | 2011-01-14 | 2017-12-22 | Snecma | Nez d'injecteur demontable pour injecteur de carburant de chambre annulaire de combustion de turbomachine d'aeronef |
US8827642B2 (en) * | 2011-01-31 | 2014-09-09 | General Electric Company | Flexible seal for turbine engine |
FR2987428B1 (fr) * | 2012-02-23 | 2024-06-21 | Snecma | Liaison mecanique amelioree entre un nez d'injecteur et une bague de traversee d'un systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine |
FR2993347A1 (fr) * | 2012-07-04 | 2014-01-17 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine equipee de passages de debit d'air de purge entre le nez d'injecteur et la bague de traversee du systeme d'injection |
DE102013007443A1 (de) * | 2013-04-30 | 2014-10-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Brennerdichtung für Gasturbinen-Brennkammerkopf und Hitzeschild |
RU147860U1 (ru) * | 2014-07-04 | 2014-11-20 | Открытое акционерное общество "Всероссийский дважды ордена Трудового Красного Знамени теплотехнический научно-исследовательский институт" | Многозонная камера сгорания газотурбинной установки |
CN204006124U (zh) * | 2014-08-13 | 2014-12-10 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 燃气轮机燃烧室火焰筒与过渡段的双层夹式密封连接结构 |
-
2015
- 2015-01-19 FR FR1550399A patent/FR3031799B1/fr active Active
-
2016
- 2016-01-18 WO PCT/FR2016/050084 patent/WO2016116686A1/fr active Application Filing
- 2016-01-18 US US15/544,175 patent/US10495312B2/en active Active
- 2016-01-18 JP JP2017537298A patent/JP6633640B2/ja active Active
- 2016-01-18 CN CN201680006254.1A patent/CN107208896B/zh active Active
- 2016-01-18 EP EP16703342.2A patent/EP3247946B1/fr active Active
- 2016-01-18 RU RU2017129299A patent/RU2698150C2/ru active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US10495312B2 (en) | 2019-12-03 |
FR3031799B1 (fr) | 2017-02-17 |
US20180003385A1 (en) | 2018-01-04 |
JP2018507382A (ja) | 2018-03-15 |
CN107208896A (zh) | 2017-09-26 |
EP3247946A1 (fr) | 2017-11-29 |
RU2017129299A3 (ja) | 2019-05-30 |
EP3247946B1 (fr) | 2020-04-08 |
WO2016116686A1 (fr) | 2016-07-28 |
CN107208896B (zh) | 2020-01-10 |
FR3031799A1 (fr) | 2016-07-22 |
RU2698150C2 (ru) | 2019-08-22 |
RU2017129299A (ru) | 2019-02-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6633640B2 (ja) | 飛行機のタービンエンジンの噴射システムと燃料噴射ノズルの間の封止デバイス | |
US10196975B2 (en) | Turboprop engine with compressor turbine shroud | |
US20070154305A1 (en) | Method and apparatus for assembling turbine nozzle assembly | |
US20150285152A1 (en) | Gas turbine engine and seal assembly therefore | |
US6916154B2 (en) | Diametrically energized piston ring | |
US7828513B2 (en) | Air seal arrangement for a gas turbine engine | |
US9127557B2 (en) | Nozzle mounting and sealing assembly for a gas turbine system and method of mounting and sealing | |
US11674402B2 (en) | Hydrostatic seal with non-parallel beams for anti-tipping | |
EP3660362B1 (en) | Hydrostatic seal with asymmetric beams for anti-tipping | |
CN107435592B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的轴间密封系统及其组装方法 | |
WO2012144242A1 (ja) | タービン静翼およびガスタービン | |
US10100648B2 (en) | Damper seal installation features | |
US9546600B2 (en) | Nozzle having an orifice plug for a gas turbomachine | |
US11525367B2 (en) | Sealing between a rotor disc and a stator of a turbomachine | |
US11118469B2 (en) | Seal assembly for a turbo machine | |
JP6871377B2 (ja) | ガスタービンの1段静翼、ガスタービン、ガスタービンの静翼ユニット及び燃焼器アセンブリ | |
US11313471B2 (en) | Shrouded aircraft engine seal carrier | |
US11371375B2 (en) | Heatshield with damper member | |
US10968762B2 (en) | Seal assembly for a turbo machine | |
EP3015657A1 (en) | Gas turbine nozzle vane segment | |
US11401830B2 (en) | Geometry for a turbine engine blade outer air seal | |
US11111802B2 (en) | Seal for a gas turbine engine | |
JP2020094508A (ja) | タービン静翼及びガスタービン |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20181207 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20190925 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20191001 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20191018 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20191203 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20191212 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 6633640 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |