JP2691051B2 - 航空機用ガスタービンエンジン - Google Patents
航空機用ガスタービンエンジンInfo
- Publication number
- JP2691051B2 JP2691051B2 JP13525990A JP13525990A JP2691051B2 JP 2691051 B2 JP2691051 B2 JP 2691051B2 JP 13525990 A JP13525990 A JP 13525990A JP 13525990 A JP13525990 A JP 13525990A JP 2691051 B2 JP2691051 B2 JP 2691051B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- engine
- blower
- ips
- tail cone
- air
- 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.)
- Expired - Lifetime
Links
Landscapes
- Exhaust Gas After Treatment (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、インレットパーティクルセパレータ（以下
IPSという）および赤外線遮断装置（以下IRSという）を
有する航空機用ガスタービンエンジンに関する。
IPSという）および赤外線遮断装置（以下IRSという）を
有する航空機用ガスタービンエンジンに関する。
〔従来の技術〕 近年の航空機のエンジンにおいては、吸入空気に含ま
れる砂塵等によるエンジン内部のエロージョン等の防止
のためIPSを装着する傾向にあるが、エンジンの高性能
化のための周速の増加、ブレードの薄肉化、チップ、ク
リアランスの減少などに伴い、エロージョンがエンジン
性能に及ぼす影響が大きくなる上、オーバホールコスト
も増加すること等により上記傾向は更に強まっている。
れる砂塵等によるエンジン内部のエロージョン等の防止
のためIPSを装着する傾向にあるが、エンジンの高性能
化のための周速の増加、ブレードの薄肉化、チップ、ク
リアランスの減少などに伴い、エロージョンがエンジン
性能に及ぼす影響が大きくなる上、オーバホールコスト
も増加すること等により上記傾向は更に強まっている。
また、ステルス性を向上させるため、高温の排気ガス
やエンジン表面温度を下げる必要があり、IRSについて
もそれを装着する必要性が高まっている。
やエンジン表面温度を下げる必要があり、IRSについて
もそれを装着する必要性が高まっている。
従来の航空機のエンジンに適用されていたIPSは、第
４図に示すようにIPS01に吸入された吸気09がIPS01内で
エンジン本体07への吸気010と砂塵等を含むIPSブロワー
02への吸気011に分離され、エンジン本体07への吸気010
は吸気ダクト06を経てエンジン本体07内へ、また、IPS
ブロワー02への吸気011は補機ギヤボックス04内に設け
られたブロワー駆動歯車05により延長駆動軸08を介して
駆動されるIPSブロワー02に吸引され、その排気012は大
気中に放出されるものであった。
４図に示すようにIPS01に吸入された吸気09がIPS01内で
エンジン本体07への吸気010と砂塵等を含むIPSブロワー
02への吸気011に分離され、エンジン本体07への吸気010
は吸気ダクト06を経てエンジン本体07内へ、また、IPS
ブロワー02への吸気011は補機ギヤボックス04内に設け
られたブロワー駆動歯車05により延長駆動軸08を介して
駆動されるIPSブロワー02に吸引され、その排気012は大
気中に放出されるものであった。
また、従来のIRS03は、第４図に示すようにエンジン
本体07の排気ガス014のエゼクタ効果により二次空気013
を流入させIRS03を形成する排気ダクトの表面を冷却し
ていた。
本体07の排気ガス014のエゼクタ効果により二次空気013
を流入させIRS03を形成する排気ダクトの表面を冷却し
ていた。
従来の装置においては、下記の課題があった。
（１） IPSブロワーはおよそ30,000rpmで駆動される
が、補機ギヤボックスの出力取出部は通常数千rpmに減
速されているため、IPSブロワー用に増速歯車を追加す
る必要がある。
が、補機ギヤボックスの出力取出部は通常数千rpmに減
速されているため、IPSブロワー用に増速歯車を追加す
る必要がある。
（２） 一般に補機ギヤボックスはエンジン前方にIPS
を配置され，ブロワーは後方に配置されるため、延長駆
動軸、軸受が必要となる。また、補機ギヤボックスの後
部に吸気ダクトを配置する構造のため、前記の延長駆動
軸が吸気ダクトを貫通する必要がある。さらに、第４図
に示す如く、片吸入式の吸気ダクトを用いる双発エンジ
ン式ヘリコプタでは、IPSブロワーの取付位置が右エン
ジンと左エンジンで反対となるため前記の駆動装置の互
換性が失われる。
を配置され，ブロワーは後方に配置されるため、延長駆
動軸、軸受が必要となる。また、補機ギヤボックスの後
部に吸気ダクトを配置する構造のため、前記の延長駆動
軸が吸気ダクトを貫通する必要がある。さらに、第４図
に示す如く、片吸入式の吸気ダクトを用いる双発エンジ
ン式ヘリコプタでは、IPSブロワーの取付位置が右エン
ジンと左エンジンで反対となるため前記の駆動装置の互
換性が失われる。
（３） IPSブロワーの直径はエンジン直径の約1/2程度
となるが、エンジン本体の外周にIPSブロワーを配置す
るために大きな前面面積のエンジンルームが必要とな
る。
となるが、エンジン本体の外周にIPSブロワーを配置す
るために大きな前面面積のエンジンルームが必要とな
る。
（４） 排気ダクト内筒（テールコーン）の壁面をエゼ
クタ効果による二次空気の導入のみによって冷却するIR
Sでは、導入通路となるストラット等での圧力損失に対
し充分なエゼクタ効果を得るため、IPS入口での主流ガ
スの流速を高くする必要があり、軸出力型エンジンとし
てのサイクル効率の低下が避けられなかった。
クタ効果による二次空気の導入のみによって冷却するIR
Sでは、導入通路となるストラット等での圧力損失に対
し充分なエゼクタ効果を得るため、IPS入口での主流ガ
スの流速を高くする必要があり、軸出力型エンジンとし
てのサイクル効率の低下が避けられなかった。
本発明は、上記課題を解決したガスタービンエンジン
を実現しようとするものである。
を実現しようとするものである。
本発明は、スリットを有するテールコーンと同テール
コーンの外側に設けられたアウターコーンとの間にエン
ジン排気流路を形成するとともに、同テールコーン内前
部にエンジン出力軸に結合されたインレットパーティク
ルセパレータ用ブロワーを設け、燃焼用の吸気から分離
された砂塵を含む空気を同インレットパーティクルセパ
レータ用ブロワーに導くダクトを設けたことを特徴とす
るガスタービンエンジンにある。
コーンの外側に設けられたアウターコーンとの間にエン
ジン排気流路を形成するとともに、同テールコーン内前
部にエンジン出力軸に結合されたインレットパーティク
ルセパレータ用ブロワーを設け、燃焼用の吸気から分離
された砂塵を含む空気を同インレットパーティクルセパ
レータ用ブロワーに導くダクトを設けたことを特徴とす
るガスタービンエンジンにある。
上記において、インレットパーティクルセパレータよ
り送られた砂塵を含む空気は、ダクトを経て出力タービ
ン軸に直結されたインレットパーティクルセパレータ用
ブロワーにより吸引され、赤外線遮断装置のテールコー
ン内に冷却用空気として排出される。このテールコーン
内に排出された冷却用空気は、テールコーンに設けられ
たスリットからエンジン排気流路内にエアフィルム状と
なって流出し、テールコーンの表面温度を下げ赤外線放
射を遮断する。
り送られた砂塵を含む空気は、ダクトを経て出力タービ
ン軸に直結されたインレットパーティクルセパレータ用
ブロワーにより吸引され、赤外線遮断装置のテールコー
ン内に冷却用空気として排出される。このテールコーン
内に排出された冷却用空気は、テールコーンに設けられ
たスリットからエンジン排気流路内にエアフィルム状と
なって流出し、テールコーンの表面温度を下げ赤外線放
射を遮断する。
上記により、従来の装置にて用いていた延長駆動軸が
不要となるため、部品点数、重量及びコストの低減、信
頼性及び整備性の向上が可能となり、また、エンジン本
体の外周にブロワーを取付ける必要がないため、機体の
高速飛行性能が改善され、更に、アウターコーン内に吸
入する２次空気を減少させることができるため、エンジ
ン排気を充分減速させることができ、赤外線遮断装置の
性能向上を図ることができるばかりでなく、高いエンジ
ンのサイクル効率を維持することができる。
不要となるため、部品点数、重量及びコストの低減、信
頼性及び整備性の向上が可能となり、また、エンジン本
体の外周にブロワーを取付ける必要がないため、機体の
高速飛行性能が改善され、更に、アウターコーン内に吸
入する２次空気を減少させることができるため、エンジ
ン排気を充分減速させることができ、赤外線遮断装置の
性能向上を図ることができるばかりでなく、高いエンジ
ンのサイクル効率を維持することができる。
本発明の一実施例を第１図乃至第３図により説明す
る。
る。
第１図乃至第３図に示す本実施例は、スリット13を有
するテールコーン2aと同テールコーン2aの外側に設けら
れ２次空気吸気口14を有するアウターコーン2bよりなり
エンジン本体５の後部に設けられたIRS2、上記エンジン
本体５内の出力タービン翼5aが結合された出力タービン
軸5bの後端に結合され上記テールコーン2a内前部に設け
られたIPSブロワーのインペラ12a、同インペラ12aの後
方に設けられたIPSブロワー出口案内翼12b、および上記
エンジン本体５の側方に設けられたIPS1に一端が接続さ
れ他端より砂塵等を含む空気8aを上記IRS2の前部に設け
られた排気フレーム16を介して上記インペラ12aに供給
するIPS用ダクト８を備えている。
するテールコーン2aと同テールコーン2aの外側に設けら
れ２次空気吸気口14を有するアウターコーン2bよりなり
エンジン本体５の後部に設けられたIRS2、上記エンジン
本体５内の出力タービン翼5aが結合された出力タービン
軸5bの後端に結合され上記テールコーン2a内前部に設け
られたIPSブロワーのインペラ12a、同インペラ12aの後
方に設けられたIPSブロワー出口案内翼12b、および上記
エンジン本体５の側方に設けられたIPS1に一端が接続さ
れ他端より砂塵等を含む空気8aを上記IRS2の前部に設け
られた排気フレーム16を介して上記インペラ12aに供給
するIPS用ダクト８を備えている。
上記において、IPS1によりエンジン本体５への吸気７
と分離された砂塵を含む空気8aは、ダクト８、排気フレ
ーム16を通過して出力タービン翼5aの後方のIPSブロワ
ーのインペラ12aに導びかれる。同IPSブロワーのインペ
ラ12aは出力タービン軸5bに直接マウントされており、
約30,000rpmで回転し、冷却用空気15を出口案内翼12bを
介してIRS2のテールコーン2a内に送り出す。このテール
コーン2a内に送り出された冷却用空気15はテールコーン
に設けられた多数のスリット13から、エンジン排気17a
が流れる主流ガス通路（エンジン排気流路）1717内にエ
アフィルム状となって流出し、テールコーンの表面温度
を下げ、赤外線放射を遮断する。
と分離された砂塵を含む空気8aは、ダクト８、排気フレ
ーム16を通過して出力タービン翼5aの後方のIPSブロワ
ーのインペラ12aに導びかれる。同IPSブロワーのインペ
ラ12aは出力タービン軸5bに直接マウントされており、
約30,000rpmで回転し、冷却用空気15を出口案内翼12bを
介してIRS2のテールコーン2a内に送り出す。このテール
コーン2a内に送り出された冷却用空気15はテールコーン
に設けられた多数のスリット13から、エンジン排気17a
が流れる主流ガス通路（エンジン排気流路）1717内にエ
アフィルム状となって流出し、テールコーンの表面温度
を下げ、赤外線放射を遮断する。
上記IPSブロワーのインペラ12aの回転数は約30,000rp
mが適当であり、一方、出力タービン翼5aの回転速度も
ほゞ30,000rpm付近であること、IPSブロワーの大きさ
が、出力タービン排気通路内径に収まる大きさに設計可
能なこと、IPS1からの排出空気流量がIRSテールコーン2
aの冷却に必要充分な流量であることから、本実施例に
よる方式は、実用上、充分成立するものである。
mが適当であり、一方、出力タービン翼5aの回転速度も
ほゞ30,000rpm付近であること、IPSブロワーの大きさ
が、出力タービン排気通路内径に収まる大きさに設計可
能なこと、IPS1からの排出空気流量がIRSテールコーン2
aの冷却に必要充分な流量であることから、本実施例に
よる方式は、実用上、充分成立するものである。
第２図及び第３図においては、オイルクーラ10と排気
フレーム16の間にオイルクーラ用ダクト11が設けられて
いるが、これはテールコーン2aに内蔵されたIPSブロワ
ーのインペラ12aがIPS1の他に空冷式オイルクーラ10か
らの排気11aも冷却用空気15として吸引している。本実
施例のエンジンを双発型ヘリコプタエンジンとして用い
る場合、右エンジンと左エンジンはIPS1とオイルクーラ
10の取付位置を入れ替えるだけで左右の入れ替えを可能
としているものであり、すべての部品の互換性が得られ
るように配慮されている。
フレーム16の間にオイルクーラ用ダクト11が設けられて
いるが、これはテールコーン2aに内蔵されたIPSブロワ
ーのインペラ12aがIPS1の他に空冷式オイルクーラ10か
らの排気11aも冷却用空気15として吸引している。本実
施例のエンジンを双発型ヘリコプタエンジンとして用い
る場合、右エンジンと左エンジンはIPS1とオイルクーラ
10の取付位置を入れ替えるだけで左右の入れ替えを可能
としているものであり、すべての部品の互換性が得られ
るように配慮されている。
上記により、従来の装置におけるIPSブロワー駆動に
必要な補機ギヤボックス出力取出部駆動歯車、延長駆動
軸および軸受等の部品が不要となり、部品点数、重量、
コストの削減、信頼性、整備性の向上が可能となる。片
吸込式の吸気ダクトを用いる双発エンジンのヘリコプタ
ではIPSブロワーの駆動軸の制約が無くなるため、左右
エンジンで互換性のあるIPSが設計可能となる。また、
エンジン本体の外周にIPSブロワーを取付ける必要がな
いのでエンジンルームがコンパクトにまとまり、特に前
面面積が小さくできるため、機体の高速飛行性能が改善
される。更に、テールコーン壁面をIPSブロワーの排気
で充分冷却できるため、エゼクタ効果による二次空気の
導入を減少させることができ、排気ダクト内で主流を充
分に減速（静圧回復）させることが可能で、IRSの性能
向上が図れるのみならず軸出力型エンジンのサイクル効
率を高く維持することができる。
必要な補機ギヤボックス出力取出部駆動歯車、延長駆動
軸および軸受等の部品が不要となり、部品点数、重量、
コストの削減、信頼性、整備性の向上が可能となる。片
吸込式の吸気ダクトを用いる双発エンジンのヘリコプタ
ではIPSブロワーの駆動軸の制約が無くなるため、左右
エンジンで互換性のあるIPSが設計可能となる。また、
エンジン本体の外周にIPSブロワーを取付ける必要がな
いのでエンジンルームがコンパクトにまとまり、特に前
面面積が小さくできるため、機体の高速飛行性能が改善
される。更に、テールコーン壁面をIPSブロワーの排気
で充分冷却できるため、エゼクタ効果による二次空気の
導入を減少させることができ、排気ダクト内で主流を充
分に減速（静圧回復）させることが可能で、IRSの性能
向上が図れるのみならず軸出力型エンジンのサイクル効
率を高く維持することができる。
本発明の航空機用ガスタービンエンジンは、エンジン
本体の出力タービン軸に直結したIPSブロワーによりIPS
から砂塵を含んだ空気を吸引し、IRSのテールコーン内
に排出しテールコーンの壁面を冷却することによって、
従来の装置にて用いていた延長駆動軸が不要となるた
め、部品点数、重量及びコストの低減、信頼性及び整備
性の向上が可能となり、また、エンジン本体の外周にブ
ロワーを取付ける必要がないため、機体の高速飛行性能
が改善され、更にアウターコーン内に吸入する２次空気
を減少させることができるため、エンジン排気を充分減
速させることができ、赤外線遮断装置の性能向上を図る
ことができるばかりでなく、高いエンジンのサイクル効
率を維持することができる。
本体の出力タービン軸に直結したIPSブロワーによりIPS
から砂塵を含んだ空気を吸引し、IRSのテールコーン内
に排出しテールコーンの壁面を冷却することによって、
従来の装置にて用いていた延長駆動軸が不要となるた
め、部品点数、重量及びコストの低減、信頼性及び整備
性の向上が可能となり、また、エンジン本体の外周にブ
ロワーを取付ける必要がないため、機体の高速飛行性能
が改善され、更にアウターコーン内に吸入する２次空気
を減少させることができるため、エンジン排気を充分減
速させることができ、赤外線遮断装置の性能向上を図る
ことができるばかりでなく、高いエンジンのサイクル効
率を維持することができる。
第１図は本発明の一実施例の説明図、第２図は上記一実
施例にオイルクーラ用ダクトを追加して配設した場合の
説明図、第３図は第２図のIII−III矢視図、第４図は従
来の装置の説明図である。 １……IPS、２……IRS、 2a……テールコーン、2b……アウターコーン、 ３……補機ギヤボックス、４……吸気ダクト、 ５……エンジン本体、5a……出力タービン翼、 5b……出力タービン軸、 ７……エンジン本体への吸気、 ８……IPS用ダクト、 8a……砂塵を含んだ空気、９……排気、 10……オイルクーラ、 11……オイルクーラ用ダクト、 11a……オイルクーラ排気、 12a……インペラ、12b……出口案内翼、 13……スリット、14……２次空気吸気口、 14a……２次空気、15……冷却用空気。
施例にオイルクーラ用ダクトを追加して配設した場合の
説明図、第３図は第２図のIII−III矢視図、第４図は従
来の装置の説明図である。 １……IPS、２……IRS、 2a……テールコーン、2b……アウターコーン、 ３……補機ギヤボックス、４……吸気ダクト、 ５……エンジン本体、5a……出力タービン翼、 5b……出力タービン軸、 ７……エンジン本体への吸気、 ８……IPS用ダクト、 8a……砂塵を含んだ空気、９……排気、 10……オイルクーラ、 11……オイルクーラ用ダクト、 11a……オイルクーラ排気、 12a……インペラ、12b……出口案内翼、 13……スリット、14……２次空気吸気口、 14a……２次空気、15……冷却用空気。
フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ４１Ｈ 11/02 Ｆ４１Ｈ 11/02
Claims (1)
- 【請求項１】スリットを有するテールコーンと同テール
コーンの外側に設けられたアウターコーンとの間にエン
ジン排気流路を形成するとともに、同テールコーン内前
部にエンジン出力軸に結合されたインレットパーティク
ルセパレータ用ブロワーを設け、燃焼用の吸気から分離
された砂塵を含む空気を同インレットパーティクルセパ
レータ用ブロワーに導くダクトを設けたことを特徴とす
るガスタービンエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13525990A JP2691051B2 (ja) | 1990-05-28 | 1990-05-28 | 航空機用ガスタービンエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13525990A JP2691051B2 (ja) | 1990-05-28 | 1990-05-28 | 航空機用ガスタービンエンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0431636A JPH0431636A (ja) | 1992-02-03 |
| JP2691051B2 true JP2691051B2 (ja) | 1997-12-17 |
Family
ID=15147522
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13525990A Expired - Lifetime JP2691051B2 (ja) | 1990-05-28 | 1990-05-28 | 航空機用ガスタービンエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2691051B2 (ja) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5013710B2 (ja) * | 2005-12-22 | 2012-08-29 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 赤外線抑制装置及び方法 |
| FR2905984B1 (fr) * | 2006-09-20 | 2011-12-30 | Turbomeca | Moteur d'helicoptere a turbine a gaz a emission sonore reduite par traitement acoustique d'un ejecteur |
| EP2500269A1 (en) * | 2011-03-18 | 2012-09-19 | AGUSTAWESTLAND S.p.A. | Aircraft capable of hovering |
| JP6129580B2 (ja) * | 2013-02-22 | 2017-05-17 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
| JP2016002878A (ja) | 2014-06-17 | 2016-01-12 | 株式会社東海理化電機製作所 | 車両用ミラー装置 |
| FR3153109A1 (fr) * | 2023-09-18 | 2025-03-21 | Safran Helicopter Engines | Sous-ensemble de turbomachine d’hélicoptère et turbomachine d’hélicoptère comprenant un tel sous-ensemble |
-
1990
- 1990-05-28 JP JP13525990A patent/JP2691051B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0431636A (ja) | 1992-02-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5714405B2 (ja) | ガスタービンエンジン | |
| US3720045A (en) | Dynamic blade particle separator | |
| US7891163B2 (en) | Engine | |
| EP1601864B1 (en) | Integral cooling system for rotary engine | |
| US4928480A (en) | Separator having multiple particle extraction passageways | |
| US4892269A (en) | Spinner ducted exhaust for pusher turboprop engines | |
| US7765786B2 (en) | Aircraft engine with separate auxiliary rotor and fan rotor | |
| JP4012507B2 (ja) | 複流圧縮機 | |
| JP2017089635A (ja) | 航空機エンジン流体を冷却する方法及びシステム | |
| GB1497477A (en) | Gas turbine engine | |
| CS199516B2 (en) | Equipment for forced air intake,especially for cooler ventilation | |
| EP1820949A1 (en) | Gas turbine engine having foreign matter removal passage | |
| WO2016103799A1 (ja) | 軸流機械およびジェットエンジン | |
| JP2691051B2 (ja) | 航空機用ガスタービンエンジン | |
| CN108825380A (zh) | 一种高效率涡轴发动机 | |
| EP3957840A1 (en) | Compressor particle separator for gas turbine engine | |
| JPS61197724A (ja) | タ−ボプロペラ航空機用ガスタ−ビンエンジン | |
| JPH03500157A (ja) | 推進型ターボプロツプエンジン用スピナダクト排気 | |
| GB2192234A (en) | A turbofan gas turbine engine | |
| JPS6250679B2 (ja) | ||
| US12209594B2 (en) | Turbomachine structure with three air flows | |
| JPH05252694A (ja) | ガスタビーンエンジン用発電機 | |
| JPS62251496A (ja) | 二重羽根車ポンプ | |
| EP4290053A1 (en) | Passive cooling system for blade tip clearance optimization | |
| CN115585065A (zh) | 改进涡喷发动机内嵌电机散热效率的冷却系统 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| FPAY | Renewal fee payment (prs date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20070829 Year of fee payment: 10 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (prs date is renewal date of database) |
Year of fee payment: 11 Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080829 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (prs date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080829 Year of fee payment: 11 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (prs date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090829 Year of fee payment: 12 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (prs date is renewal date of database) |
Year of fee payment: 12 Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090829 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (prs date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100829 Year of fee payment: 13 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term | ||
| FPAY | Renewal fee payment (prs date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100829 Year of fee payment: 13 |