JPH03264706A - タービン静翼 - Google Patents
タービン静翼Info
- Publication number
- JPH03264706A JPH03264706A JP6106290A JP6106290A JPH03264706A JP H03264706 A JPH03264706 A JP H03264706A JP 6106290 A JP6106290 A JP 6106290A JP 6106290 A JP6106290 A JP 6106290A JP H03264706 A JPH03264706 A JP H03264706A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling
- blade
- steam
- insert
- wall
- 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.)
- Granted
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 68
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 5
- 239000011148 porous material Substances 0.000 abstract 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 22
- 239000000463 material Substances 0.000 description 5
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 2
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 2
- 229910000601 superalloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の目的〕
（産業上の利用分野）
本発明は高温タービンの冷却翼に冷却媒体として蒸気を
用いたタービン静翼に関する。
用いたタービン静翼に関する。
（従来の技術）
一般に、発電プラントに利用するガスタービンは、第６
図に示すように、ガスタービン１と同軸に設けられた圧
縮機２の駆動によって圧縮された圧縮空気を燃焼器３に
供給しこの燃焼器３内で燃料を混合せしめられる。この
混合気は燃焼器３のライナ部分３ａに形成される燃焼室
内で燃焼せしめられ、その燃焼による高温の燃焼ガスを
トランジションピース４およびガスタービン１の静翼５
を経て動翼６に案内し、この動翼６を回転駆動させるこ
とにより、ガスタービン１で仕事をするように構成され
ている。
図に示すように、ガスタービン１と同軸に設けられた圧
縮機２の駆動によって圧縮された圧縮空気を燃焼器３に
供給しこの燃焼器３内で燃料を混合せしめられる。この
混合気は燃焼器３のライナ部分３ａに形成される燃焼室
内で燃焼せしめられ、その燃焼による高温の燃焼ガスを
トランジションピース４およびガスタービン１の静翼５
を経て動翼６に案内し、この動翼６を回転駆動させるこ
とにより、ガスタービン１で仕事をするように構成され
ている。
ところで、ガスタービン１の入口温度を高温にすると、
ガスタービン１の熱効率が向上することが知られており
、そのためにタービン入口温度を上昇させることが図ら
れている。この入口温度の上昇に伴い、ガスタービン１
の燃焼器３や静翼５、動翼６にも高温に耐え得る材料を
使用する必要性が高まり、耐熱性超合金材料がガスター
ビン部品として用いられるようになっている。
ガスタービン１の熱効率が向上することが知られており
、そのためにタービン入口温度を上昇させることが図ら
れている。この入口温度の上昇に伴い、ガスタービン１
の燃焼器３や静翼５、動翼６にも高温に耐え得る材料を
使用する必要性が高まり、耐熱性超合金材料がガスター
ビン部品として用いられるようになっている。
しかしながら、現在ガスタービンの耐高温材料として使
用している耐熱性超合金材料の限界温度は、８００〜９
００℃であるにも拘らず、タービン入口温度は約１３０
０℃程度に達し、上記限界温度をはるかに超えている。
用している耐熱性超合金材料の限界温度は、８００〜９
００℃であるにも拘らず、タービン入口温度は約１３０
０℃程度に達し、上記限界温度をはるかに超えている。
したがって、ガスタービンの信頼性を維持するためには
、翼を限界温度まで冷却する冷却構造を採用した冷却翼
の使用が必須の要件となっている。
、翼を限界温度まで冷却する冷却構造を採用した冷却翼
の使用が必須の要件となっている。
そのため、現状では第７図および第８図に示すような空
気冷却翼がタービン入口温度１３００℃級のガスタービ
ンに採用されている。この空気冷却翼の構造は中空翼１
０にインピンジメント冷却用のインサート１２を配設し
、対流冷却空気１ｃｍ、インピンジメント冷却空気１ｄ
により対流、インピンジメント冷却を行うとともに、翼
表面に多数の小孔１３を穿設し、相当量のフィルム冷却
空気１ａを吹き出して翼の材料温度を限界温度以下に下
げるように冷却している。
気冷却翼がタービン入口温度１３００℃級のガスタービ
ンに採用されている。この空気冷却翼の構造は中空翼１
０にインピンジメント冷却用のインサート１２を配設し
、対流冷却空気１ｃｍ、インピンジメント冷却空気１ｄ
により対流、インピンジメント冷却を行うとともに、翼
表面に多数の小孔１３を穿設し、相当量のフィルム冷却
空気１ａを吹き出して翼の材料温度を限界温度以下に下
げるように冷却している。
（発明が解決しようとする課題）
しかしながら、従来例の空気冷却翼では空気の冷却特性
が低いため、ガスタービン入口温度が１３００℃を超え
ると、必要とされる冷却空気量が著しく増大してしまう
。しかも翼内部の冷却だけでは十分な冷却性能か得られ
ないため、翼表面に穿設した多数の小孔１３から真性に
冷却空気を吹き出すフィルム冷却方式に依存せざるを得
ない。その結果として生じる冷却空気量の増大や高温ガ
ス中への低温空気の吹出しによりガスタービンの熱効率
の減少、ひいては第３図の空気冷却の曲線に示すように
ガスタービンを用いた発電プラントの熱効率の低下を招
くという問題点があった。
が低いため、ガスタービン入口温度が１３００℃を超え
ると、必要とされる冷却空気量が著しく増大してしまう
。しかも翼内部の冷却だけでは十分な冷却性能か得られ
ないため、翼表面に穿設した多数の小孔１３から真性に
冷却空気を吹き出すフィルム冷却方式に依存せざるを得
ない。その結果として生じる冷却空気量の増大や高温ガ
ス中への低温空気の吹出しによりガスタービンの熱効率
の減少、ひいては第３図の空気冷却の曲線に示すように
ガスタービンを用いた発電プラントの熱効率の低下を招
くという問題点があった。
そこで、本発明は上記事情を考慮してなされたもので、
その目的とするところは、ガスタービン冷却翼の冷却効
率を増大させ、高いガス温度においても良好な冷却を行
い、熱効率を向上させたタービン静翼を提供することに
ある。
その目的とするところは、ガスタービン冷却翼の冷却効
率を増大させ、高いガス温度においても良好な冷却を行
い、熱効率を向上させたタービン静翼を提供することに
ある。
（課題を解決するための手段）
上記の目的を達成するために本発明のタービン静翼にあ
っては、タービンの冷却翼に冷却媒体として蒸気を用い
たタービン静翼において、翼前縁部、中間部にリターン
流路で連結した対流・インピンジメント冷却用の蒸気流
路と、翼後縁部に冷却および後縁吹出し用に形成した蒸
気流路と、エンドウオールを蒸気にてインピンジメント
冷却する冷却プレートとを具備したことを特徴とする。
っては、タービンの冷却翼に冷却媒体として蒸気を用い
たタービン静翼において、翼前縁部、中間部にリターン
流路で連結した対流・インピンジメント冷却用の蒸気流
路と、翼後縁部に冷却および後縁吹出し用に形成した蒸
気流路と、エンドウオールを蒸気にてインピンジメント
冷却する冷却プレートとを具備したことを特徴とする。
（作用）
上記の構成を有する本発明においては、冷却媒体を従来
用いられている空気から比熱が約２倍で冷却特性の優れ
た蒸気に変え、翼有効部である前縁部および中間部は対
流およびインビンジメント冷却を行い、後縁部は冷却お
よび後縁吹出しを行う。また、エンドウオールはインピ
ンジメント冷却を行う。さらに、冷却後に回収可能な蒸
気は回収して発電プラントの蒸気タービンにて再利用す
る。したがって、タービン入口温度が１３００℃以上の
高温においても十分な冷却性能が得られる。
用いられている空気から比熱が約２倍で冷却特性の優れ
た蒸気に変え、翼有効部である前縁部および中間部は対
流およびインビンジメント冷却を行い、後縁部は冷却お
よび後縁吹出しを行う。また、エンドウオールはインピ
ンジメント冷却を行う。さらに、冷却後に回収可能な蒸
気は回収して発電プラントの蒸気タービンにて再利用す
る。したがって、タービン入口温度が１３００℃以上の
高温においても十分な冷却性能が得られる。
（実施例）
以下に本発明の実施例を図面に基づいて説明する。
第１図および第２図は本発明に係るタービン静翼の一実
施例を示し、第１図および第２図において、中空翼２０
の内部は前縁中空部２１、中間部中空部２２および後縁
中空部２３と３分割されて各々蒸気流路を形成し、前縁
中空＃２１と中間部中空部２２とはリターン流路で連結
されている。
施例を示し、第１図および第２図において、中空翼２０
の内部は前縁中空部２１、中間部中空部２２および後縁
中空部２３と３分割されて各々蒸気流路を形成し、前縁
中空＃２１と中間部中空部２２とはリターン流路で連結
されている。
翼有効部である前縁部および中間部の中空部２１゜２２
には中空翼２０のリブ壁２０ａに接するようにインサー
ト２４．２５が設置され、このインサート２４．２５の
側面にはインピンリメント冷却用小孔３０が多数穿設さ
れている。
には中空翼２０のリブ壁２０ａに接するようにインサー
ト２４．２５が設置され、このインサート２４．２５の
側面にはインピンリメント冷却用小孔３０が多数穿設さ
れている。
また、後縁中空部２３には後縁吹出し用蒸気流路を形成
し、翼内表面にはビンフィン２６を設け、翼内表面での
熱伝達率の向上を図っている。さらに、チップ部Ｉエン
ドウオール２７．ルート部エンドウオール２８には、各
々これを冷却するために第１図に示すようなインピンリ
メント冷却用プレート２９を設け、蒸気によるインピン
ジメント冷却を行うようにしている。そして、真中間部
に設けられた蒸気回収管３１は中空翼２０の冷却後の蒸
気を回収して再使用するためのものである。
し、翼内表面にはビンフィン２６を設け、翼内表面での
熱伝達率の向上を図っている。さらに、チップ部Ｉエン
ドウオール２７．ルート部エンドウオール２８には、各
々これを冷却するために第１図に示すようなインピンリ
メント冷却用プレート２９を設け、蒸気によるインピン
ジメント冷却を行うようにしている。そして、真中間部
に設けられた蒸気回収管３１は中空翼２０の冷却後の蒸
気を回収して再使用するためのものである。
次に、本実施例の作用を説明する。
真前縁のインサート２４内に流入した冷却用蒸気２０ａ
はインサート２４側面に穿設された多数の小孔３０を通
過して翼内壁に吹付けられ、その結果、前縁部内壁が冷
却される。その後、冷却蒸気２０ａは翼内壁、インサー
ト２４間の間隙を流れ、一部はルート部エンドウオール
２８のインピンジメント冷却に使用され、最終的には残
りの冷却蒸気と合流して真中間部のインサート２５に流
入する。
はインサート２４側面に穿設された多数の小孔３０を通
過して翼内壁に吹付けられ、その結果、前縁部内壁が冷
却される。その後、冷却蒸気２０ａは翼内壁、インサー
ト２４間の間隙を流れ、一部はルート部エンドウオール
２８のインピンジメント冷却に使用され、最終的には残
りの冷却蒸気と合流して真中間部のインサート２５に流
入する。
一方、翼後縁の中空部２３に流入した冷却蒸気２０ｂは
一部がビンフィン２６の間を通る際に翼内壁を冷却し翼
後縁から吹出される。残りは冷却蒸気２０ａ同様に、一
部はルート部エンドウオール２８のインピンジメント冷
却に使用された後、真中央部のインサート２５に流入す
る。この真中間部のインサート２５に流入した冷却蒸気
２０ｃはインサート２５側面の多数の小孔３０を通過し
て翼内壁に吹付けられ、真中間部内壁を冷却する。
一部がビンフィン２６の間を通る際に翼内壁を冷却し翼
後縁から吹出される。残りは冷却蒸気２０ａ同様に、一
部はルート部エンドウオール２８のインピンジメント冷
却に使用された後、真中央部のインサート２５に流入す
る。この真中間部のインサート２５に流入した冷却蒸気
２０ｃはインサート２５側面の多数の小孔３０を通過し
て翼内壁に吹付けられ、真中間部内壁を冷却する。
その後、冷却蒸気２０ｃは翼内壁、インサート２５間の
間隙を流れ、蒸気回収管３１にて回収される。
間隙を流れ、蒸気回収管３１にて回収される。
すなわち、本実施例では冷却媒体に空気の比熱の約２倍
の蒸気を用い、翼有効部である前縁部および中間部は対
流・インピンジメント冷却を行い、後縁部はピンフィン
冷却および後縁吹出しによる冷却を行い、そしてチップ
部エンドウオール２７゜ルート部エンドウオール２８は
インピンジメント冷却を行っている。
の蒸気を用い、翼有効部である前縁部および中間部は対
流・インピンジメント冷却を行い、後縁部はピンフィン
冷却および後縁吹出しによる冷却を行い、そしてチップ
部エンドウオール２７゜ルート部エンドウオール２８は
インピンジメント冷却を行っている。
また、上記のような蒸気冷却翼ではフィルム冷却方式を
使用しないため真前縁部が冷却しにくくなる傾向がある
。そのため、第４図（Ａ）、（Ｂ）に示すように真前縁
部の曲率を第５図（Ａ）。
使用しないため真前縁部が冷却しにくくなる傾向がある
。そのため、第４図（Ａ）、（Ｂ）に示すように真前縁
部の曲率を第５図（Ａ）。
（Ｂ）に示す既存の空気冷却翼に比べて大きくし、前縁
部の主流ガス側の熱伝達率を低下させるとともに、翼内
面の冷却蒸気の冷却面積を十分確保する鈍頭の翼形とし
冷却効率を向上させている。
部の主流ガス側の熱伝達率を低下させるとともに、翼内
面の冷却蒸気の冷却面積を十分確保する鈍頭の翼形とし
冷却効率を向上させている。
このように本実施例によれば、第３図の蒸気冷却の曲線
に示すように、入口温度が１３００℃の高温になっても
十分な冷却性能が得られる。
に示すように、入口温度が１３００℃の高温になっても
十分な冷却性能が得られる。
なお、本発明は上記実施例に限らず種々の変更が可能で
ある。上記実施例における第１図において、後縁部に冷
却用蒸気流路を形成するためビンフィン２６を設ける構
造としたが、これ以外に例えば、スリット状の溝構造と
してもよい。このようにすることで、冷却用蒸気の流速
を上げ、熱伝達率を向上させることができるため、ビン
フィン２６を設けた構造と同様の冷却性能を実現可能で
ある。
ある。上記実施例における第１図において、後縁部に冷
却用蒸気流路を形成するためビンフィン２６を設ける構
造としたが、これ以外に例えば、スリット状の溝構造と
してもよい。このようにすることで、冷却用蒸気の流速
を上げ、熱伝達率を向上させることができるため、ビン
フィン２６を設けた構造と同様の冷却性能を実現可能で
ある。
〔発明の効果〕
以上説明した通り本発明のタービン静翼によれば、高い
ガス温度においても、翼を十分冷却することができる。
ガス温度においても、翼を十分冷却することができる。
そ９結果、高温で作動する高効率のガスタービンの製造
が可能になるとともに、そのガスタービンを使用した発
電プラントの熱効率も向上するという効果を奏する。
が可能になるとともに、そのガスタービンを使用した発
電プラントの熱効率も向上するという効果を奏する。
第１図は本発明に係るタービン静翼の一実施例を示す縦
断面図、第２図は第１図のｎ−ｎ線断面図、第３図はタ
ービン入口温度とコンバインド発電プラント効率との関
係を示すグラフ図、第４図（Ａ）、 （Ｂ）は蒸気冷
却翼を示す図、第５図（Ａ）、 （Ｂ）は空気冷却翼
を示す図、第６図はガスタービンの概略構成図、第７図
は従来のタービン静翼を示す断面図、第８図は第７図の
■−■線断面図である。 ２０・・・中空翼、２１・・・前縁中空部、２２・・・
中間部中空部、２３・・・後縁中空部、２４・・・イン
サート、２５・・・インサート、２６・・・ビンフィン
、２７・・・チップ部エンドウオール、２８・・・ルー
ト部エンドウオール、２９・・・インピンリメント冷却
用プレート、３０・・・小孔。
断面図、第２図は第１図のｎ−ｎ線断面図、第３図はタ
ービン入口温度とコンバインド発電プラント効率との関
係を示すグラフ図、第４図（Ａ）、 （Ｂ）は蒸気冷
却翼を示す図、第５図（Ａ）、 （Ｂ）は空気冷却翼
を示す図、第６図はガスタービンの概略構成図、第７図
は従来のタービン静翼を示す断面図、第８図は第７図の
■−■線断面図である。 ２０・・・中空翼、２１・・・前縁中空部、２２・・・
中間部中空部、２３・・・後縁中空部、２４・・・イン
サート、２５・・・インサート、２６・・・ビンフィン
、２７・・・チップ部エンドウオール、２８・・・ルー
ト部エンドウオール、２９・・・インピンリメント冷却
用プレート、３０・・・小孔。
Claims (1)
- タービンの冷却翼に冷却媒体として蒸気を用いたタービ
ン静翼において、翼前縁部、中間部をリターン流路で連
結した対流・インピンジメント冷却用の蒸気流路と、翼
後縁部に冷却および後縁吹出し用に形成した蒸気流路と
、エンドウォールを蒸気にてインピンジメント冷却する
冷却プレートとを具備したことを特徴とするタービン静
翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2061062A JP2938506B2 (ja) | 1990-03-14 | 1990-03-14 | タービン静翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2061062A JP2938506B2 (ja) | 1990-03-14 | 1990-03-14 | タービン静翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03264706A true JPH03264706A (ja) | 1991-11-26 |
| JP2938506B2 JP2938506B2 (ja) | 1999-08-23 |
Family
ID=13160303
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2061062A Expired - Fee Related JP2938506B2 (ja) | 1990-03-14 | 1990-03-14 | タービン静翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2938506B2 (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH05163959A (ja) * | 1991-12-16 | 1993-06-29 | Tohoku Electric Power Co Inc | タービン静翼 |
| US5464322A (en) * | 1994-08-23 | 1995-11-07 | General Electric Company | Cooling circuit for turbine stator vane trailing edge |
| JP2005127326A (ja) * | 2003-10-22 | 2005-05-19 | General Electric Co <Ge> | 分割流式タービンノズル |
| JP2010174688A (ja) * | 2009-01-28 | 2010-08-12 | Ihi Corp | タービン翼 |
| US8172504B2 (en) * | 2008-03-25 | 2012-05-08 | General Electric Company | Hybrid impingement cooled airfoil |
| JP2018009571A (ja) * | 2016-07-12 | 2018-01-18 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 衝突熱伝達機能部を有するターボマシン構成要素、関連するターボマシンおよび記憶媒体 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4826086A (ja) * | 1971-08-04 | 1973-04-05 | ||
| JPS6057750U (ja) * | 1983-09-29 | 1985-04-22 | 工業技術院長 | 再熱ガスタ−ビン |
| JPS60182302A (ja) * | 1984-02-28 | 1985-09-17 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン冷却翼 |
-
1990
- 1990-03-14 JP JP2061062A patent/JP2938506B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4826086A (ja) * | 1971-08-04 | 1973-04-05 | ||
| JPS6057750U (ja) * | 1983-09-29 | 1985-04-22 | 工業技術院長 | 再熱ガスタ−ビン |
| JPS60182302A (ja) * | 1984-02-28 | 1985-09-17 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン冷却翼 |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH05163959A (ja) * | 1991-12-16 | 1993-06-29 | Tohoku Electric Power Co Inc | タービン静翼 |
| US5464322A (en) * | 1994-08-23 | 1995-11-07 | General Electric Company | Cooling circuit for turbine stator vane trailing edge |
| JP2005127326A (ja) * | 2003-10-22 | 2005-05-19 | General Electric Co <Ge> | 分割流式タービンノズル |
| JP4644465B2 (ja) * | 2003-10-22 | 2011-03-02 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 分割流式タービンノズル |
| US8172504B2 (en) * | 2008-03-25 | 2012-05-08 | General Electric Company | Hybrid impingement cooled airfoil |
| JP2010174688A (ja) * | 2009-01-28 | 2010-08-12 | Ihi Corp | タービン翼 |
| JP2018009571A (ja) * | 2016-07-12 | 2018-01-18 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 衝突熱伝達機能部を有するターボマシン構成要素、関連するターボマシンおよび記憶媒体 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2938506B2 (ja) | 1999-08-23 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7632062B2 (en) | Turbine rotor blades | |
| JP4486216B2 (ja) | 翼形部の隔離前縁冷却 | |
| EP1001137B1 (en) | Gas turbine airfoil with axial serpentine cooling circuits | |
| EP0955449B1 (en) | Gas turbine blade | |
| JP4762524B2 (ja) | ガスタービンエンジンロータ組立体を冷却するための方法及び装置 | |
| US6174135B1 (en) | Turbine blade trailing edge cooling openings and slots | |
| JP2001073704A (ja) | 冷却先端動翼 | |
| EP1088964A2 (en) | Slotted impingement cooling of airfoil leading edge | |
| CA2250169A1 (en) | Cooled stationary blade of gas turbine | |
| KR20030030849A (ko) | 증대된 열 전달을 갖는 터빈 에어포일 | |
| CA2456628A1 (en) | Microcircuit cooling for a turbine blade tip | |
| JP2015521706A (ja) | 鋳造されたプラットフォーム冷却回路を有するタービン翼形部 | |
| JP2953842B2 (ja) | タービン静翼 | |
| EP1094200A1 (en) | Gas turbine cooled moving blade | |
| JPH03264706A (ja) | タービン静翼 | |
| JPH1122404A (ja) | ガスタービン及びその動翼 | |
| US6544001B2 (en) | Gas turbine engine system | |
| JPH0565802A (ja) | ガスタービン | |
| JPH04311604A (ja) | タービン静翼 | |
| JPH1073004A (ja) | ガスタービン | |
| JPH04179802A (ja) | タービン静翼およびタービン動翼 | |
| JPS61118502A (ja) | タ−ビン冷却翼 | |
| JP3080817B2 (ja) | 中空冷却動翼の冷却構造 | |
| JPH04259603A (ja) | タービン静翼 | |
| JPS59160004A (ja) | ガスタ−ビンの静翼 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |