CN103487052B - 一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法 - Google Patents
一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN103487052B CN103487052B CN201310424350.6A CN201310424350A CN103487052B CN 103487052 B CN103487052 B CN 103487052B CN 201310424350 A CN201310424350 A CN 201310424350A CN 103487052 B CN103487052 B CN 103487052B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- angle
- sin
- relation
- graph
- obtains
- 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 - Fee Related
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/04—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by terrestrial means
- G01C21/08—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by terrestrial means involving use of the magnetic field of the earth
Abstract
本发明涉及一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法,其特征在于:步骤1:将三个磁传感器分别安装在载体坐标系的三个坐标轴上;步骤2:在假设偏航角ψ和横滚角γ给定的情况下,得到三个磁传感器上的输出与俯仰角σm的关系曲线图;步骤3:分析当Msy、Msz取得零点和极值点时,三个输出轴的姿态角关系式,结合步骤2得到的关系曲线图,得到Msy、Msz取得极值时的俯仰角度差值与偏航角ψ之间的关系曲线图;步骤4:根据Msy、Msz两者俯仰角取得极值的时间差获得其俯仰角差值,对照步骤3中得到的俯仰角度差值与偏航角ψ之间的关系曲线图,获得偏航角ψ;步骤5:根据偏航角ψ,结合步骤2得到的关系曲线图,获得俯仰角σm;根据步骤3得到的姿态角关系式,获得横滚角γ。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法。
背景技术
现有技术中,对于飞行器飞行姿态参数的获取,可采用的技术很多,如太阳方位角测试法、惯性测量组合是通过测量飞行器的角速度来解算飞行器的姿态角;无陀螺惯性测量组合是通过测量飞行器的加速度来解算飞行器的姿态角,这几种方法仅就飞行器的滚转角测试而言是完全可以的,但是需要昂贵的成本,并且对于高旋飞行器来说,目前的微惯性器件还不能在量程和精度上达到要求。因此,研制能有效提高弹体姿态探测精度,低成本并且抗高过载的方法迫在眉睫。
近年来,随着地磁理论的不断完善以及传感器、微处理器和导航算法的日趋成熟,地磁导航技术获得了快速的发展,并以其隐蔽性好、成本低和精度适中等优点成为了当前测姿导航研究领域的一个热点。地球的磁场比较稳定,它能够在弹体飞行定姿中发挥巨大的作用,其由几种不同来源的磁场迭加构成的。主要可以分为两大部分:一部分是起源于地球内部的稳定磁场,另一部分是来源于地球外部的变化磁场。变化磁场的强度比稳定磁场要弱得多,最大变化量也只占地磁场强度的2~4%,因此稳定磁场是地磁场的主要部分。而且地磁场有相当好的模型,它的强度和方向是位置的函数,具有很好的矢量响应性,可以通过探测地磁场的特性参数,再结合其他已知条件进行解算,得出载体的姿态。
地磁的磁阻传感器测量精度较高,响应速度能够满足弹体姿态测试的要求,是很有前景的姿态测试传感器。利用磁探测技术测量弹丸地磁场的各个信号分量,通过计算获得弹丸的实时空间姿态,作为组合导航系统的导航信息,可以提高系统的整体导航精度及导航性能;而且其误差不随时间积累,体积小、可靠性高、响应速度快、具有高的抗过载能力、不受天气的影响可全天侯工作。
中北大学的曹红松、北京理工大学的冯顺山提出了地磁陀螺组合弹药姿态探测技术,将三维地磁传感器与全固态微机械陀螺捷联安装在弹体上,地磁传感器的敏感轴对准弹体坐标系的三个轴向,陀螺敏感轴对应于弹体纵轴,利用单轴陀螺测量弹体某一姿态角角速率,再利用三轴地磁传感器探测地磁矢量在弹体坐标系上的投影、采用单点算法联立求解弹体的三维姿态,易于满足实时性要求且误差不累积,该方案的全固态特性适合常规弹药使用,但硅微陀螺具有初始温飘特性,必须在使用中进行补偿;此外地磁探测存在盲区,在应用中需要通过添加冗余传感器的方法保证测量数据的连续可靠。
北京理工大学的王广龙与华北工学院的祖静、张文栋、马铁华利用大地磁场特性,采用地磁场传感器测量弹丸姿态。该地磁场传感器的三轴固联于弹体坐标系,用于测量各轴向的地磁场分量,另外通过辅助方法测量俯仰、偏航或滚转中的任一量,从而确定飞行体坐标系在大地坐标系中的姿态角;该地磁场传感器结构简单、抗冲击能力强,设计的信号检测电路灵敏度高、工作稳定,在弱信号放大及电路设计方面采用了特殊处理方法,整个测量系统无需外测,性能价格比高,是一种有研究价值和应用前景的姿态测量器件,己成功应用于某型导弹的姿态测量,且测量精度完全满足要求。但该方法需要使用辅助手段测量任一姿态分量,因此从本质上来讲仍无法完全依靠地磁场实现自主姿态辨识。
现有的利用地磁场探测的方法原理简单,可以全天候工作,抗高过载能力强同时具有好的频响,但其不能独立测定姿态,需要与其他传感器配合才能确定姿态。最常见的是使用磁传感器测出地磁场在载体坐标系三轴上的分量,再结合加速度计或陀螺仪测得的倾斜角度,解算出载体姿态,这种加速度计和磁传感器组合只能在载体静止或线加速度不大的情况下使用。在姿态测试方面,磁传感器主要应用于卫星的姿态测量及控制以及飞机的导航。哈尔滨工业大学的黄旭等人对磁强计、微机械加速度计和微机械陀螺组合定姿进行研究,利用三轴加速度计输出判断载体是否处于线加速运动状态,如果载体处于线加速运动状态,则根据微机械陀螺的测量,采用等效旋转矢量法计算载体姿态;如果未处于线加速运动状态,则利用加速度计和磁传感器计算载体姿态,并可利用此姿态角来校正陀螺漂移。中北大学的祖静、李海涛等人利用无陀螺捷联惯导系统和三轴磁强计构成组合测试系统,以磁强计辅助无陀螺捷联惯导系统限制误差的增长,减小累积误差,提高系统的姿态角解算精度。由此可见,磁传感器虽然具有体积小、成本低、灵敏度高、抗干扰能力强、无积累误差等特性,但由于三轴磁传感器不能提供三个独立方程,使得磁传感器只能结合其他传感器使用,在载体姿态测量中处于辅助测量的地位。
发明内容
本发明目的在于提供一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法,仅通过磁传感器即可实现飞行器姿态角的测量。
实现本发明目的技术方案:
一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法,其特征在于:
步骤1:将三个磁传感器分别安装在载体坐标系的三个坐标轴上,地磁矢量在三个磁传感器敏感轴上的分量计算公式如下,
式中,ψ表示偏航角,γ表示横滚角,σm表示俯仰角;Msx、Msy、Msz分别为地磁矢量在三个磁传感器敏感轴上的分量;
步骤2:在假设偏航角ψ和横滚角γ给定的情况下,得到三个磁传感器上的输出与俯仰角σm的关系曲线图;
步骤3:分析当Msy、Msz取得零点和极值点时,三个输出轴的姿态角关系式,结合步骤2得到的关系曲线图,得到Msy、Msz取得极值时的俯仰角度差值与偏航角ψ之间的关系曲线图;
步骤4:根据Msy、Msz两者俯仰角取得极值的时间差获得其俯仰角差值,对照步骤3中得到的俯仰角度差值与偏航角ψ之间的关系曲线图,获得偏航角ψ;
步骤5:根据偏航角ψ,结合步骤2得到的关系曲线图,获得俯仰角σm;根据步骤3得到的姿态角关系式,获得横滚角γ。
步骤3中,当Msy取极值点时,姿态角关系式如下,
当γ≠90°,σm≠90°时,有sinψtanσm=-tanγ;
当即σm=90°;
当Msz取极值点时,姿态角关系式如下,
当γ≠90°,σm≠90°时,有tanσmsinψ=cotγ;
当γ=90°,即ψ=0°或180°或σm=0°或180°。
步骤4中,获得偏航角ψ还可以通过如下方法获得,
结合步骤3中得到的俯仰角度差值与偏航角ψ之间的关系曲线图,得到Msy、Msz取得极值的时间差与偏航角ψ之间的关系曲线图,根据Msy、Msz两者俯仰角取得极值的时间差,对照前述Msy、Msz取得极值的时间差与偏航角ψ之间的关系曲线图,获得偏航角ψ。
本发明具有的有益效果:
本发明针对飞行器运动特点,对磁传感器进行布阵,将三个磁传感器分别安装在载体坐标系的三个坐标轴上,并对磁传感器上的输出曲线进行了详细的分析,推算出磁传感器敏感轴上的输出与飞行器姿态角度之间的关系,最终根据Msy、Msz两者俯仰角取得极值的时间差,获得偏航角ψ,再根据偏航角ψ,结合三个磁传感器上的输出与俯仰角σm的关系曲线图,获得俯仰角σm;根据当Msy、Msz取得零点和极值点时,三个输出轴的姿态角关系式,获得横滚角γ。本发明的测量方法只通过磁场传感器实现,不需结合其他传感器,成本低,测量方便。
本发明在获取姿态角的过程中,磁传感器的安装布局简单,只需要将磁传感器分别安装在载体坐标系的三个坐标轴上即可,不需要额外的辅助测量工具;本发明在测量过程中,无需知道地磁场量的大小,通过观察传感器俯仰角输出量的零极点时刻,结合相应的关系曲线图,即可推算出飞行器的姿态角,实际操作过程简单,具有很强的实用性。
附图说明
图1是本发明的方法流程图;
图2是坐标系与姿态角关系图;
图3是磁传感器安装示意图;
图4是磁传感器上的输出随俯仰角σm变化的关系曲线图;
图5是Msy、Msz取得极值时俯仰角的角度差随偏航角ψ的关系曲线图;
图6是偏航角ψ随Msy、Msz取得极值的时间差之间的关系曲线图。
具体实施方式
如图1所示,本发明测量方法如下:
首先,推算地磁矢量在载体坐标系上的分量。用矢量表示地磁场的大小和方向,为了不失一般性,定义坐标系O-ijk,i指向磁北方向,k垂直地平面向下,j与i、k垂直并满足右手螺旋法则,则在ik平面上,如图2所示。在地理坐标系NED坐标系各轴上的分量为:
式中,I为当地磁倾角,D为当地磁偏角。
在载体坐标系坐标系各轴上的分量为
整理式(2)可得
式中,Ψ为航向角,θ为俯仰角,γ为横滚角,在弹丸射程与弹道高度内,磁偏角D、磁倾角I可认为不变。
为简化计算,令θ+I=σm表征俯仰角,Ψ+D=ψ表征航向角。则式(3)可简化为:
步骤1:磁传感器的配置。将三个磁传感器分别安装在载体坐标系的三个坐标轴上,地磁矢量在三个磁传感器敏感轴上的分量计算公式如下,
式中,ψ表示偏航角,γ表示横滚角,σm表示俯仰角;Msx、Msy、Msz分别为地磁矢量在三个磁传感器敏感轴上的分量;
步骤2:分析三个传感器敏感轴上的输出。在假设偏航角ψ和横滚角γ给定的情况下,得到三个磁传感器上的输出与俯仰角σm的关系曲线图;如图4所示,对所得曲线进行分析如下:
(1)当ψ=0°或180°时,Msy、Msz取得极值时的俯仰角相同;
(2)当ψ=90°时,Msy、Msz取得极值时的俯仰角相差90°;
(3)当ψ=0°~90°时,Msy、Msz取得极值时的俯仰角差值由0°趋近90°;
(4)当ψ=90°~180°时,Msy、Msz取得极值时的俯仰角差值由90°趋近0°;
可见,Msy、Msz取得极值时的俯仰角度差与偏航角ψ存在一定的关系,其俯仰角度差与横滚角γ的选取没有关系,横滚角γ只影响输出轴上的幅值大小。
步骤3:对输出曲线特殊点进行具体分析。分析当Msy、Msz取得零点和极值点时,三个输出轴的姿态角关系式,
3.1对Msx零极点进行分析
零点:
当 时,ψ=90°或σm=90°,
极点:
将Msx对σm进行求导得,cosψcosσm=0,即ψ=90°或σm=0°或180°
3.2对Msy零极点进行分析
零点:
当γ≠90°,σm≠90°时,有tanγtanσm=sinψ
(6)
当γ=90°时,即σm=0°或180°
当σm=90°时,即γ=0°或180°
极点:
将Msy对σm进行求导得,
当γ≠90°,σm≠90°时,有sinψtanσm=-tanγ
(7)
当即σm=90°
3.3对Msz零极点进行分析
零点:
当γ≠90°,σm≠90°时,有tanγsinψ=-tanσm
(8)
当即ψ=0°或180°或σm=90°
当σm=90°时,即γ=90°
极点:
将Msz对σm进行求导得,
当γ≠90°,σm≠90°时,有tanσmsinψ=cotγ
(9)
当γ=90°,即ψ=0°或180°或σm=0°或180°
结合步骤2得到的关系曲线图,得到Msy、Msz取得极值时的俯仰角度差值与偏航角ψ之间的关系曲线图,如图5所示,可以清楚地看出不同偏航角ψ下,Msy、Msz取得极值时的俯仰角度差。
步骤4:实际飞行中,测得极值时间差值得到偏航角。
根据Msy、Msz两者俯仰角取得极值的时间差获得其俯仰角差值,对照步骤3中得到的俯仰角度差值与偏航角ψ之间的关系曲线图,获得偏航角ψ;
偏航角ψ还可以通过如下方法获得,
由式(7)可知,Msy获取极值时俯仰角σm满足
σm=arctan(-tanγ/sinψ)(10)
由式(9)可知,Msz获取极值时俯仰角σm满足
σm=arctan(cotγ/sinψ)(11)
假设飞行器飞行过程中,俯仰角速率不变为10°/s,则偏航角ψ随Msy、Msz取得极值的时间差之间的变化曲线,如图6所示。实际飞行中,获取Msy、Msz取得极值的时间差,对照图6的曲线图,即可得到偏航角ψ。图6是俯仰角度在(-180°,+180°)之间变化时的曲线图,若时间差值超过磁曲线,可以将其转化为此范围内的时刻,即±18s,以便得到对应时间差值的偏航角。
步骤5:推算其他姿态角。利用步骤4中得出的偏航角ψ,对照图4所示的偏航角与俯仰角关系曲线图得到该时刻的俯仰角σm。由于图4中曲线的获取与横滚角γ的选取没有关系,故横滚角γ可由步骤3得到的姿态角关系式获得,因为传感器敏感轴上的输出必然存在极值点,故可通过上述的式(7)或(9)计算得到横滚角γ,至此,飞行器三个姿态角均已得出。因此,在实际飞行中,只需要观察传感器输出轴y、z轴上俯仰角取得极点时的时间差,通过事先做好的对比曲线,即可推算出飞行器的姿态角。
Claims (3)
1.一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法,其特征在于:
步骤1:将三个磁传感器分别安装在载体坐标系的三个坐标轴上,地磁矢量在三个磁传感器敏感轴上的分量计算公式如下,
式中,ψ表示偏航角,γ表示横滚角,σm表示俯仰角;Msx、Msy、Msz分别为地磁矢量在三个磁传感器敏感轴上的分量;
步骤2:在假设偏航角ψ和横滚角γ给定的情况下,得到三个磁传感器上的输出与俯仰角σm的关系曲线图;
步骤3:分析当Msy、Msz取得零点和极值点时,三个输出轴的姿态角关系式,结合步骤2得到的关系曲线图,得到Msy、Msz取得极值时的俯仰角度差值与偏航角ψ之间的关系曲线图;
步骤4:根据Msy、Msz两者俯仰角取得极值的时间差获得其俯仰角差值,对照步骤3中得到的俯仰角度差值与偏航角ψ之间的关系曲线图,获得偏航角ψ;
步骤5:根据偏航角ψ,结合步骤2得到的关系曲线图,获得俯仰角σm;根据步骤3得到的姿态角关系式,获得横滚角γ。
2.根据权利要求1所述的基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法,其特征在于:步骤3中,当Msy取极值点时,姿态角关系式如下,
当γ≠90°,σm≠90°时,有sinψtanσm=-tanγ;
当γ=90°,即σm=90°;
当Msz取极值点时,姿态角关系式如下,
当γ≠90°,σm≠90°时,有tanσmsinψ=cotγ;
当γ=90°,即ψ=0°或180°或σm=0°或180°。
3.根据权利要求2所述的基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法,其特征在于:步骤4中,获得偏航角ψ的方式替换为如下方法,
结合步骤3中得到的俯仰角度差值与偏航角ψ之间的关系曲线图,得到Msy、Msz取得极值的时间差与偏航角ψ之间的关系曲线图,根据Msy、Msz两者俯仰角取得极值的时间差,对照前述Msy、Msz取得极值的时间差与偏航角ψ之间的关系曲线图,获得偏航角ψ。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201310424350.6A CN103487052B (zh) | 2013-09-17 | 2013-09-17 | 一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201310424350.6A CN103487052B (zh) | 2013-09-17 | 2013-09-17 | 一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN103487052A CN103487052A (zh) | 2014-01-01 |
CN103487052B true CN103487052B (zh) | 2016-05-04 |
Family
ID=49827464
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201310424350.6A Expired - Fee Related CN103487052B (zh) | 2013-09-17 | 2013-09-17 | 一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN103487052B (zh) |
Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104535065B (zh) * | 2014-12-23 | 2017-09-01 | 广州快飞计算机科技有限公司 | 无人机飞行器在复杂磁场环境下的航向生成方法 |
CN105403218B (zh) * | 2015-12-08 | 2018-12-21 | 北京天龙智控科技有限公司 | 用于四旋翼无人机的俯仰角的地磁修正方法 |
CN107655470B (zh) * | 2016-07-26 | 2020-02-21 | 广州亿航智能技术有限公司 | 无人机偏航角度值的校准方法和系统 |
CN106403934B (zh) * | 2016-08-24 | 2019-04-09 | 易文俊 | 一种弹载地磁姿态测量处理方法 |
CN107063237A (zh) * | 2016-12-14 | 2017-08-18 | 歌尔股份有限公司 | 一种测量物体姿态角的方法和装置 |
CN106908058B (zh) * | 2017-03-03 | 2019-12-10 | 哈尔滨工程大学 | 一种确定地磁定位阵列孔径的方法 |
CN108021138B (zh) * | 2017-11-03 | 2020-05-19 | 西北工业大学 | 一种地磁场模型简化设计方法 |
CN108801242B (zh) * | 2018-04-28 | 2021-06-29 | 沈阳理工大学 | 一种高动态环境下的组合式姿态测量方法 |
CN109115212B (zh) * | 2018-10-30 | 2022-04-12 | 中国船舶重工集团公司第七0七研究所 | 一种惯导系统全范围姿态角提取方法 |
CN110044321B (zh) * | 2019-03-22 | 2021-01-29 | 北京理工大学 | 利用地磁信息和角速率陀螺解算飞行器姿态的方法 |
CN113551663B (zh) * | 2021-06-21 | 2024-03-19 | 北京理工大学 | 图像与地磁组合的飞行器姿态解算系统及方法 |
CN115855071B (zh) * | 2023-03-02 | 2023-04-25 | 北京理工大学 | 一种基于多传感器融合的射程解算方法及系统 |
-
2013
- 2013-09-17 CN CN201310424350.6A patent/CN103487052B/zh not_active Expired - Fee Related
Non-Patent Citations (3)
Title |
---|
基于三正交磁传感器的新型旋转弹体定姿方法;向超等;《中国惯性技术学报》;20110831;第19卷(第4期);443-451 * |
基于四磁传感器组合的弹体姿态测量方法适用性研究;向超等;《南京理工大学学报》;20121031;第36卷(第5期);804-809 * |
基于磁传感器组合的旋转弹体姿态测试方法研究;李玎;《中国博士学位论文全文数据库工程科技II辑》;20100115(第1期);43-61 * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN103487052A (zh) | 2014-01-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN103487052B (zh) | 一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法 | |
US8577595B2 (en) | Location and path-map generation data acquisition and analysis systems | |
CN104698485B (zh) | 基于bd、gps及mems的组合导航系统及导航方法 | |
CN102901977B (zh) | 一种飞行器的初始姿态角的确定方法 | |
CN103900611B (zh) | 一种惯导天文高精度复合两位置对准及误差标定方法 | |
CN103196445B (zh) | 基于匹配技术的地磁辅助惯性的载体姿态测量方法 | |
CN104515527B (zh) | 一种无gps信号环境下的抗粗差组合导航方法 | |
CN106842271B (zh) | 导航定位方法及装置 | |
CN103630139B (zh) | 一种基于地磁梯度张量测量的水下载体全姿态确定方法 | |
CN102134989B (zh) | 利用陀螺测斜仪点测井眼的方法 | |
CN107289930A (zh) | 基于mems惯性测量单元的纯惯性车辆导航方法 | |
CN104049269B (zh) | 一种基于激光测距和mems/gps组合导航系统的目标导航测绘方法 | |
CN103776446A (zh) | 一种基于双mems-imu的行人自主导航解算算法 | |
CN107014388A (zh) | 一种基于磁干扰检测的步行者轨迹推算方法及装置 | |
CN106441372A (zh) | 一种基于偏振与重力信息的静基座粗对准方法 | |
CN103712621A (zh) | 偏振光及红外传感器辅助惯导系统定姿方法 | |
CN112556724A (zh) | 动态环境下的微型飞行器低成本导航系统初始粗对准方法 | |
CN104748734B (zh) | 一种带倾角补偿的车载电子海拔罗盘仪 | |
CN104034333B (zh) | 测井探管三维实时姿态检测系统的检测方法 | |
CN110095117A (zh) | 一种无陀螺惯性量测系统与gps组合的导航方法 | |
WO2010030565A1 (en) | Magnetic sensing device for navigation and detecting inclination | |
CN104297525A (zh) | 基于火箭橇试验的惯性测量系统加速度计标定方法 | |
CN205403801U (zh) | 一种多传感器信息融合的车载dr系统 | |
CN114877881A (zh) | 一种无人机航向角测量数据的融合方法及融合系统 | |
Yuan et al. | Roll attitude determination of spin projectile based on GPS and magnetoresistive sensor |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C14 | Grant of patent or utility model | ||
GR01 | Patent grant | ||
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20160504 Termination date: 20210917 |
|
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |