RU2010111235A - Структуры ударного воздействия для сиситем охлаждения - Google Patents

Структуры ударного воздействия для сиситем охлаждения Download PDF

Info

Publication number
RU2010111235A
RU2010111235A RU2010111235/06A RU2010111235A RU2010111235A RU 2010111235 A RU2010111235 A RU 2010111235A RU 2010111235/06 A RU2010111235/06 A RU 2010111235/06A RU 2010111235 A RU2010111235 A RU 2010111235A RU 2010111235 A RU2010111235 A RU 2010111235A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
channel
target surface
impact
cooler
protrusion
Prior art date
Application number
RU2010111235/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2530685C2 (ru
Inventor
Сергей Анатольевич Мешков (RU)
Сергей Анатольевич МЕШКОВ
Сергей Александрович Стряпунин (RU)
Сергей Александрович СТРЯПУНИН
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани (US)
Дженерал Электрик Компани
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дженерал Электрик Компани (US), Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани (US)
Priority to RU2010111235/06A priority Critical patent/RU2530685C2/ru
Priority to US13/043,760 priority patent/US20110232299A1/en
Priority to JP2011062473A priority patent/JP2011202655A/ja
Priority to EP11159345A priority patent/EP2369235A2/en
Priority to CN2011100821480A priority patent/CN102200056A/zh
Publication of RU2010111235A publication Critical patent/RU2010111235A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2530685C2 publication Critical patent/RU2530685C2/ru

Links

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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • 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
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Структура (302) ударного воздействия в системе ударного охлаждения, имеющая отверстия (214) для ударного воздействия, выполненные с обеспечением пропускания потока охладителя и направления полученных струй охладителя на целевую поверхность, расположенную напротив указанной структуры (302), через образованную между ними полость (212), причем указанная структура (302) имеет рифленую конфигурацию. ! 2. Структура (302) по п.1, которая расположена на расстоянии от целевой поверхности (210), причем указанная целевая поверхность содержит внешнюю поверхность жаровой трубы (146), а указанная структура (302) содержит патрубок (144) для потока в камере сгорания газотурбинного двигателя, или целевая поверхность содержит внешнюю поверхность переходного отсека (148), а указанная структура (302) содержит патрубок (150) для ударного воздействия в камере сгорания газотурбинного двигателя. ! 3. Структура (302) по п.1, в которой со стороны охладителя расположена полость (216) для охладителя, через которую при работе направляется поток охладителя, так что охладитель нагнетается к указанной стороне охладителя структуры (302) и, таким образом, проходит через отверстия (214) для ударного воздействия, а с ударной стороны указанной структуры (302) расположена полость (212) для ударного воздействия. ! 4. Структура (302) по п.3, в которой рифленая конфигурация содержит параллельные чередующиеся выступы (304) и канавки (306), причем указанные выступы (304) представляют собой часть рифленой конфигурации, проходящую в направлении целевой поверхности, а указанные канавки (306) представляют собой часть рифленой конфигурации, расположенную углубленно по отношению к целевой поверхности, �

Claims (10)

1. Структура (302) ударного воздействия в системе ударного охлаждения, имеющая отверстия (214) для ударного воздействия, выполненные с обеспечением пропускания потока охладителя и направления полученных струй охладителя на целевую поверхность, расположенную напротив указанной структуры (302), через образованную между ними полость (212), причем указанная структура (302) имеет рифленую конфигурацию.
2. Структура (302) по п.1, которая расположена на расстоянии от целевой поверхности (210), причем указанная целевая поверхность содержит внешнюю поверхность жаровой трубы (146), а указанная структура (302) содержит патрубок (144) для потока в камере сгорания газотурбинного двигателя, или целевая поверхность содержит внешнюю поверхность переходного отсека (148), а указанная структура (302) содержит патрубок (150) для ударного воздействия в камере сгорания газотурбинного двигателя.
3. Структура (302) по п.1, в которой со стороны охладителя расположена полость (216) для охладителя, через которую при работе направляется поток охладителя, так что охладитель нагнетается к указанной стороне охладителя структуры (302) и, таким образом, проходит через отверстия (214) для ударного воздействия, а с ударной стороны указанной структуры (302) расположена полость (212) для ударного воздействия.
4. Структура (302) по п.3, в которой рифленая конфигурация содержит параллельные чередующиеся выступы (304) и канавки (306), причем указанные выступы (304) представляют собой часть рифленой конфигурации, проходящую в направлении целевой поверхности, а указанные канавки (306) представляют собой часть рифленой конфигурации, расположенную углубленно по отношению к целевой поверхности, так что выступы (304) находятся ближе к целевой поверхности, чем канавки (306), и по меньшей мере большинство отверстий (214) для ударного воздействия расположены на выступах (304).
5. Структура (302) по п.4, в которой вдоль ее ударной стороны выступы (304) имеют грань (316), которая представляет собой широкую грань, образованную на внешних сторонах выступов (304), проходящую на расстояние длины выступов (304) и приблизительно параллельную целевой поверхности, а вдоль стороны охладителя указанной структуры (302) выступы (304) имеют канал (310), который проточно сообщается с полостью (216) для охладителя через впускное отверстие (312) и проходит по направлению к целевой поверхности от впускного отверстия (312) до грани (316) выступа, при этом вдоль ударной стороны указанной структуры (302) канавки (306) имеют канал (320), который представляет собой канал, начинающийся у выпускного отверстия (322) и проходящий от целевой поверхности до основания (324), которое расположено на большем расстоянии от целевой поверхности, чем грань (316) выступа.
6. Структура (302) по п.5, в которой канал (310) выступа выполнен таким образом, что во время работы охладитель входит в этот канал (310) у впускного отверстия (312), течет к грани (316) выступа и покидает указанный канал (310) через отверстия (214) для ударного воздействия, канал (320) канавки выполнен с обеспечением сбора отработанного охладителя после того, как охладитель ударяет в целевую поверхность, так что отработанный охладитель поступает в этот канал (320) канавки у выпускного отверстия (322), собирается в указанном канале (320) и затем течет вдоль продольной оси этого канала (320) к выпуску (222), и продольные оси канавок (306) выровнены в направлении выпуска (222).
7. Структура (302) по п.5, в которой боковые стенки (318) проходят от каждой стороны впускного отверстия (312) к соответствующей стороне грани (316) выступа, ограничивают канал (310) выступа от впускного отверстия (312) до грани (316) выступа и проходят от каждой стороны выпускного отверстия (322) к соответствующей стороне основания (324), при этом боковые стенки (318) ограничивают канал (320) канавки от выпускного отверстия (322) до основания (324).
8. Структура (302) по п.5, в которой по существу все отверстия (214) для ударного воздействия расположены на грани (316) выступа, при этом грань (316) выступа является либо по существу плоской, либо слегка искривленной, основание (324) является либо по существу плоским, либо слегка искривленным, и выступ выполнен таким образом, что его грань (316) находится в непосредственной близости от целевой поверхности.
9. Структура (302) по п.7, в которой рифленая конфигурация представляет собой расширяющуюся конфигурацию, так что канал (310) выступа является узким у впускного отверстия (312), и его боковые стенки (318) расширяются в наружном направлении от узкого впускного отверстия (312), так что канал (310) выступа расширяется при приближении к поверхности обратной стороны грани (316) выступа, а канал (320) канавки является узким у выпускного отверстия (322), и его боковые стенки (318) расширяются в наружном направлении от узкого выпускного отверстия (322), так что канал (320) канавки расширяется при приближении к основанию (324).
10. Структура (302) по п.5, в которой рифленая конфигурация представляет собой прямоугольную конфигурацию или синусоидальную конфигурацию, причем если рифленая конфигурация представляет собой синусоидальную конфигурацию, то грань (316) выступа имеет искривленную выпуклую поверхность, изогнутую в сторону полости (212) для ударного воздействия, а основание (324) имеет искривленную вогнутую поверхность, изогнутую в сторону канала (320) канавки.
RU2010111235/06A 2010-03-25 2010-03-25 Структуры ударного воздействия для систем охлаждения RU2530685C2 (ru)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010111235/06A RU2530685C2 (ru) 2010-03-25 2010-03-25 Структуры ударного воздействия для систем охлаждения
US13/043,760 US20110232299A1 (en) 2010-03-25 2011-03-09 Impingement structures for cooling systems
JP2011062473A JP2011202655A (ja) 2010-03-25 2011-03-22 冷却システム用のインピンジメント構造
EP11159345A EP2369235A2 (en) 2010-03-25 2011-03-23 Impingement structures for cooling systems
CN2011100821480A CN102200056A (zh) 2010-03-25 2011-03-25 用于冷却系统的冲击结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010111235/06A RU2530685C2 (ru) 2010-03-25 2010-03-25 Структуры ударного воздействия для систем охлаждения

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010111235A true RU2010111235A (ru) 2011-09-27
RU2530685C2 RU2530685C2 (ru) 2014-10-10

Family

ID=44199483

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010111235/06A RU2530685C2 (ru) 2010-03-25 2010-03-25 Структуры ударного воздействия для систем охлаждения

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20110232299A1 (ru)
EP (1) EP2369235A2 (ru)
JP (1) JP2011202655A (ru)
CN (1) CN102200056A (ru)
RU (1) RU2530685C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113225997A (zh) * 2021-05-13 2021-08-06 西北工业大学 一种带多级圆柱形凸台的强化冲击换热结构

Families Citing this family (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9085981B2 (en) 2012-10-19 2015-07-21 Siemens Energy, Inc. Ducting arrangement for cooling a gas turbine structure
EP2728255A1 (en) * 2012-10-31 2014-05-07 Alstom Technology Ltd Hot gas segment arrangement
US9322556B2 (en) * 2013-03-18 2016-04-26 General Electric Company Flow sleeve assembly for a combustion module of a gas turbine combustor
US10508808B2 (en) * 2013-06-14 2019-12-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine wave geometry combustor liner panel
US9010125B2 (en) * 2013-08-01 2015-04-21 Siemens Energy, Inc. Regeneratively cooled transition duct with transversely buffered impingement nozzles
EP2860358A1 (en) * 2013-10-10 2015-04-15 Alstom Technology Ltd Arrangement for cooling a component in the hot gas path of a gas turbine
EP3068975B1 (en) * 2013-11-11 2020-11-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine component and corresponding methods of manufacturing
US9765642B2 (en) * 2013-12-30 2017-09-19 General Electric Company Interior cooling circuits in turbine blades
KR101556532B1 (ko) * 2014-01-16 2015-10-01 두산중공업 주식회사 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기
CN105201654B (zh) * 2014-06-27 2017-06-09 中航商用航空发动机有限责任公司 用于燃气轮机的冲击冷却结构
JP6476516B2 (ja) * 2015-01-30 2019-03-06 三菱日立パワーシステムズ株式会社 トランジションピース、これを備える燃焼器、及び燃焼器を備えるガスタービン
GB201501971D0 (en) * 2015-02-06 2015-03-25 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US10113745B2 (en) * 2015-03-26 2018-10-30 Ansaldo Energia Switzerland AG Flow sleeve deflector for use in gas turbine combustor
US9849510B2 (en) 2015-04-16 2017-12-26 General Electric Company Article and method of forming an article
US9976441B2 (en) 2015-05-29 2018-05-22 General Electric Company Article, component, and method of forming an article
US10087776B2 (en) 2015-09-08 2018-10-02 General Electric Company Article and method of forming an article
US10739087B2 (en) 2015-09-08 2020-08-11 General Electric Company Article, component, and method of forming an article
US10253986B2 (en) 2015-09-08 2019-04-09 General Electric Company Article and method of forming an article
WO2017077955A1 (ja) * 2015-11-05 2017-05-11 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼用筒、ガスタービン燃焼器及びガスタービン
US10408073B2 (en) 2016-01-20 2019-09-10 General Electric Company Cooled CMC wall contouring
RU2706210C2 (ru) * 2016-01-25 2019-11-14 Ансалдо Энерджиа Свитзерлэнд Аг Тепловой экран статора для газовой турбины, газовая турбина с таким тепловым экраном статора и способ охлаждения теплового экрана статора
US10605093B2 (en) * 2016-07-12 2020-03-31 General Electric Company Heat transfer device and related turbine airfoil
CN106724585A (zh) * 2016-12-30 2017-05-31 南京航空航天大学 基于射流冲击强化换热技术的降温水杯
US10480327B2 (en) * 2017-01-03 2019-11-19 General Electric Company Components having channels for impingement cooling
KR101906051B1 (ko) * 2017-05-08 2018-10-08 두산중공업 주식회사 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈 및 연소기의 압축공기 분배방법
EP3425174A1 (en) * 2017-07-03 2019-01-09 Siemens Aktiengesellschaft Impingement cooling arrangement with guided cooling air flow for cross-flow reduction in a gas turbine
US20190017392A1 (en) * 2017-07-13 2019-01-17 General Electric Company Turbomachine impingement cooling insert
CN107449308A (zh) * 2017-07-13 2017-12-08 西北工业大学 一种带有圆弧形曲面凸台的冲击冷却系统
CN107246283A (zh) * 2017-07-13 2017-10-13 上海交通大学 用于冷却叶片的凹陷‑气膜孔冷却结构及气膜冷却装置
US10775044B2 (en) * 2018-10-26 2020-09-15 Honeywell International Inc. Gas turbine engine dual-wall hot section structure
CN109882314B (zh) * 2019-03-08 2021-09-10 西北工业大学 用于矢量喷管的具有横向波纹冲击孔板的双层壁冷却结构
CN109779782B (zh) * 2019-03-08 2022-01-04 西北工业大学 用于矢量喷管的具有纵向波纹冲击孔板的双层壁冷却结构
CN111425263B (zh) * 2020-04-24 2022-03-25 沈阳航空航天大学 一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片
US11460191B2 (en) 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
US11994292B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus for turbomachine
US11371702B2 (en) * 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11994293B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture
US11614233B2 (en) * 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
KR102502652B1 (ko) * 2020-10-23 2023-02-21 두산에너빌리티 주식회사 물결 형태 유로를 구비한 배열 충돌제트 냉각구조
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages
WO2024117016A1 (ja) * 2022-11-28 2024-06-06 三菱重工業株式会社 タービン翼
US11846203B1 (en) 2023-01-17 2023-12-19 Honeywell International Inc. Turbine nozzle with dust tolerant impingement cooling

Family Cites Families (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3706203A (en) * 1970-10-30 1972-12-19 United Aircraft Corp Wall structure for a gas turbine engine
US4361010A (en) * 1980-04-02 1982-11-30 United Technologies Corporation Combustor liner construction
US4719748A (en) * 1985-05-14 1988-01-19 General Electric Company Impingement cooled transition duct
JP2596921B2 (ja) * 1986-11-28 1997-04-02 三菱重工業株式会社 燃焼器
CA2056592A1 (en) * 1990-12-21 1992-06-22 Phillip D. Napoli Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter
USH1380H (en) * 1991-04-17 1994-12-06 Halila; Ely E. Combustor liner cooling system
JP3415663B2 (ja) * 1992-12-28 2003-06-09 アルストム 冷却面を衝撃式に冷却するための装置
US5363654A (en) * 1993-05-10 1994-11-15 General Electric Company Recuperative impingement cooling of jet engine components
JP3110227B2 (ja) * 1993-11-22 2000-11-20 株式会社東芝 タービン冷却翼
US5480281A (en) * 1994-06-30 1996-01-02 General Electric Co. Impingement cooling apparatus for turbine shrouds having ducts of increasing cross-sectional area in the direction of post-impingement cooling flow
JPH0941991A (ja) * 1995-07-31 1997-02-10 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器の冷却構造
GB9623615D0 (en) * 1996-11-13 1997-07-09 Rolls Royce Plc Jet pipe liner
US6018950A (en) * 1997-06-13 2000-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine modular cooling panel
US6179608B1 (en) * 1999-05-28 2001-01-30 Precision Combustion, Inc. Swirling flashback arrestor
WO2001009553A1 (de) * 1999-08-03 2001-02-08 Siemens Aktiengesellschaft Prallkühlvorrichtung
RU2173818C2 (ru) * 1999-11-01 2001-09-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газотурбинного двигателя
RU2180046C2 (ru) * 2000-02-16 2002-02-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Уплотнительное устройство за компрессором газотурбинного двигателя
US6655147B2 (en) * 2002-04-10 2003-12-02 General Electric Company Annular one-piece corrugated liner for combustor of a gas turbine engine
US7270175B2 (en) * 2004-01-09 2007-09-18 United Technologies Corporation Extended impingement cooling device and method
US7010921B2 (en) * 2004-06-01 2006-03-14 General Electric Company Method and apparatus for cooling combustor liner and transition piece of a gas turbine
US7631481B2 (en) * 2004-12-01 2009-12-15 United Technologies Corporation Cooled duct for gas turbine engine
US20060137352A1 (en) * 2004-12-29 2006-06-29 United Technologies Corporation Augmentor liner
FR2894500B1 (fr) * 2005-12-08 2009-07-10 Snecma Sa Assemblage par brasage d'une piece metallique avec une piece en materiau ceramique
US7966823B2 (en) * 2006-01-06 2011-06-28 General Electric Company Exhaust dust flow splitter system
RU2352788C1 (ru) * 2007-07-25 2009-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Высокотемпературная газовая турбина
US7908867B2 (en) * 2007-09-14 2011-03-22 Siemens Energy, Inc. Wavy CMC wall hybrid ceramic apparatus
US8166764B2 (en) * 2008-07-21 2012-05-01 United Technologies Corporation Flow sleeve impingement cooling using a plenum ring
US8549861B2 (en) * 2009-01-07 2013-10-08 General Electric Company Method and apparatus to enhance transition duct cooling in a gas turbine engine
US9546558B2 (en) * 2010-07-08 2017-01-17 Siemens Energy, Inc. Damping resonator with impingement cooling
ES2427440T3 (es) * 2011-03-15 2013-10-30 Siemens Aktiengesellschaft Cámara de combustión de turbina de gas
US8667682B2 (en) * 2011-04-27 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Method of fabricating a nearwall nozzle impingement cooled component for an internal combustion engine
US9085981B2 (en) * 2012-10-19 2015-07-21 Siemens Energy, Inc. Ducting arrangement for cooling a gas turbine structure

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113225997A (zh) * 2021-05-13 2021-08-06 西北工业大学 一种带多级圆柱形凸台的强化冲击换热结构

Also Published As

Publication number Publication date
EP2369235A2 (en) 2011-09-28
JP2011202655A (ja) 2011-10-13
CN102200056A (zh) 2011-09-28
RU2530685C2 (ru) 2014-10-10
US20110232299A1 (en) 2011-09-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010111235A (ru) Структуры ударного воздействия для сиситем охлаждения
RU2556150C2 (ru) Способ охлаждения статоров турбин, система охлаждения для его осуществления
CN103492677B (zh) 燃气涡轮发动机中的翼型件
RU2016102180A (ru) Охлаждаемая стенка компонента турбины и способ охлаждения этой стенки
US9810073B2 (en) Turbine blade having swirling cooling channel and cooling method thereof
KR20100097718A (ko) 터빈 날개의 냉각 구조
US8375911B2 (en) Laser spark plug
RU2227834C2 (ru) Система выпуска отработавших газов и способ подачи потоков отработавших газов к сотовому элементу
RU2009149357A (ru) Покрытие для акустической обработки, включающее функцию обработки наледи горячим воздухом
RU2017111373A (ru) Усовершенствованная панель теплообмена и уменьшения шума для газотурбинного двигателя
RU2014141355A (ru) Элемент теплозащитного экрана для обвода воздуха компрессора вокруг камеры сгорания
US20150267918A1 (en) Combustion chamber with cooling sleeve
US20180045059A1 (en) Internal cooling system with insert forming nearwall cooling channels in an aft cooling cavity of a gas turbine airfoil including heat dissipating ribs
KR20150047435A (ko) 충돌 냉각 장치
KR20150110367A (ko) 냉각된 필릿을 갖는 터빈 베인
RU2001124837A (ru) Система выпуска отработанных газов по меньшей мере с одной направляющей пластиной
RU2013121277A (ru) Система охлаждения для турбоустановки, камера сгорания и способ охлаждения жаровой трубы
RU2007104918A (ru) Поперечная стенка камеры сгорания, содержащая множество перфорационных отверстий, камера сгорания газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
US8596050B2 (en) Sound attenuating heat exchanger for an internal combustion engine
RU2014136803A (ru) Направляющая лопатка турбины, снабженная дроссельным элементом
RU2016114806A (ru) Рабочее колесо центробежного компрессора с лопатками, имеющими S-образную заднюю кромку
RU2004104123A (ru) Турбинная лопатка с системой воздушного охлаждения и турбина, содержащая такие лопатки
RU2015112104A (ru) Трубка принудительного охлаждения для лопатки газовой турбины, имеющая разделительную стенку
RU2010140845A (ru) Секционный отопительный котел из чугуна или алюминия
RU173450U1 (ru) Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя с демпфирующими полостями

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20150326