CN104176269A - 一种提高无人直升机发动机地面实验安全的旋翼系统固定装置 - Google Patents
一种提高无人直升机发动机地面实验安全的旋翼系统固定装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN104176269A CN104176269A CN201410397605.9A CN201410397605A CN104176269A CN 104176269 A CN104176269 A CN 104176269A CN 201410397605 A CN201410397605 A CN 201410397605A CN 104176269 A CN104176269 A CN 104176269A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- fixation kit
- fixing
- rotor
- cross bar
- screw rod
- 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
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title abstract description 12
- 239000011435 rock Substances 0.000 claims abstract description 17
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 40
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 claims description 22
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 17
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 17
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 17
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 abstract description 8
- 238000011161 development Methods 0.000 abstract description 6
- 239000011295 pitch Substances 0.000 abstract 15
- 238000000034 method Methods 0.000 description 11
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 10
- 238000013461 design Methods 0.000 description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 5
- 238000012857 repacking Methods 0.000 description 5
- 235000008331 Pinus X rigitaeda Nutrition 0.000 description 4
- 235000011613 Pinus brutia Nutrition 0.000 description 4
- 241000018646 Pinus brutia Species 0.000 description 4
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000002547 anomalous effect Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Catching Or Destruction (AREA)
- Vibration Dampers (AREA)
Abstract
一种提高无人直升机发动机地面实验安全的旋翼系统固定装置，它由总距固定组件、横向变距固定组件、纵向变距固定组件、尾桨桨距固定组件、横杆以及用于固定横杆的斜拉杆组件和耳片固定组件组成；横杆装配在直升机平台上的原纵向舵机安装耳片上，再通过耳片固定组件和斜拉杆组件固定在直升机的机体耳片上；总距固定组件、纵向变距固定组件和横向变距固定组件一端分别与直升机的总距操纵摇臂、纵向变距操纵摇臂和横向变距操纵摇臂装配，另一端均与横杆装配连接；尾桨桨距固定组件两端分别与直升机的尾桨桨距操纵摇臂和尾梁处的接头耳片连接装配。本发明解决了无人直升机在研制过程中控制系统不成熟或发动机维护试车旋翼系统松浮的问题。
Description
技术领域
本发明涉及一种提高无人直升机发动机地面实验安全的旋翼系统固定装置，它可根据需要来固定旋翼总距、旋翼横纵向变距及尾桨桨距，属于无人直升机实验模块及无人直升机设计技术领域。
技术背景
在无人直升机研制、总体维护或改装等情况下，经常需要进行发动机地面试车实验。在进行发动机地面调试实验时，只需要对油门舵机进行控制。通常要求旋翼平面处于水平位置、总距处于最低位置，要求尾桨处于中立位置。现有无人直升机采用的是由无人直升机控制系统内部程序发送指令的方式进行舵机的锁定。将操纵旋翼的总距舵机设定于最小位置，将操纵旋翼的纵向舵机、横向舵机及操纵尾桨的尾桨舵机均设定于中立位置。而无人直升机研制阶段，无人直升机控制系统不成熟，进行无人直升机发动机地面实验存在一定风险。在发动机地面实验过程中，若内部程序出现异常，会导致操纵旋翼或尾桨的舵机异常动作，影响无人直升机安全，严重时发生侧翻等事故。而无人直升机在地面总体维护或者进行改装等情况下，航电系统不能保证正常可用，即不能保证实验过程中控制系统稳定可靠，这样就直接影响到实验过程的安全。此外，无人直升机在地面总体维护或者进行改装时，通常平台上的航电系统也需要单独卸下进行检查维护或改装设计，所以采用以上方法固定旋翼系统还需组装舵机、飞控计算机等航电设备。
所以，传统的旋翼系统的固定方法的缺点在于：第一，实验依赖不成熟或不可靠的控制系统，必然使实验的安全性没有保障；第二，传统方法中，发动机实验需要附带四个舵机以及相应的控制，舵机的安装和相应控制的调节等必然增加实验的复杂性；第三，实验过程中，发动机试车产生的较大震动以及频繁地安装拆卸舵机均会对舵机的使用寿命产生很大的影响。
发明内容
本发明针对传统的无人直升机地面实验过程中旋翼系统的固定方法进行改进，提供一种提高无人直升机发动机地面实验安全的旋翼系统固定装置，它是一种根据无人直升机机身结构来设计的一套旋翼系统的固定装置。可有效解决无人直升机在研制、改装或总体维护过程中控制系统不成熟或不具备航电系统等的情况下进行发动机维护试车旋翼系统松浮的问题，从而提高实验过程的安全性。
本发明的基本原理为：在发动机地面试车实验前，将该固定装置分别对应安装在各个操纵模块上，调节固定装置，将旋翼总距、横纵向变距以及尾桨桨距固定在实验需要的位置，即旋翼平面处于水平位置、总距处于最低位置，尾桨处于中立位置，然后启动发动机地面试车实验。
本发明一种提高无人直升机发动机地面实验安全的旋翼系统固定装置，基于某型直升机旋翼系统的固定来进行阐述。本发明一种提高无人直升机发动机地面实验安全的旋翼系统固定装置，它由以下部分组成：
总距固定组件、横向变距固定组件、纵向变距固定组件、尾桨桨距固定组件、横杆以及用于固定横杆的斜拉杆组件和耳片固定组件。
它们之间的位置连接关系是：横杆装配在直升机平台上的原纵向舵机安装耳片上，再通过耳片固定组件和斜拉杆组件固定在直升机的机体耳片上；总距固定组件、纵向变距固定组件和横向变距固定组件一端分别与直升机的总距操纵摇臂、纵向变距操纵摇臂和横向变距操纵摇臂装配，另一端均与横杆装配连接；尾桨桨距固定组件两端分别与直升机的尾桨桨距操纵摇臂和尾梁处的接头耳片连接装配。
该横杆是圆杆状件，它相当于一个中间过渡结构及平台结构的延伸，用于装配总距固定组件和横、纵向变距固定组件以起到固定旋翼系统中旋翼总距、横向变距和纵向变距的作用。
该总距固定组件是用来连接横杆和总距操纵摇臂来固定旋翼总距。总距固定组件由一个固定螺套、一个转接接头和一个螺杆组成，固定螺套和转接接头安装在螺杆两端，固定螺套和转接接头均带有螺纹，通过调节螺杆来调节该总距固定组件的装配长度，使旋翼总距固定在需要的位置。
该纵向变距固定组件是用来连接横杆和纵向变距操纵摇臂来固定旋翼纵向倾斜角度。纵向变距固定组件由一个固定螺套、一个转接接头和一个螺杆组成，固定螺套和转接接头安装在螺杆两端，根据需要调节其装配长度来调节旋翼纵向倾斜的角度。
该横向变距固定组件与纵向变距固定组件类似，是通过连接横杆和横向变距操纵摇臂来固定旋翼横向倾斜角度。横向变距固定组件由两个固定螺套和一个螺杆组成，两个固定螺套分别安装在螺杆两端，根据需要调节其装配长度来调节和固定旋翼横向倾斜的角度。
该尾桨桨距固定组件由两个螺套和一个螺杆组成，两个螺套分别安装在螺杆两端，而两端再分别连接装配在尾桨桨距操纵摇臂和平台尾梁耳片上。通过螺杆调节该尾桨桨距固定组件装配长度来使尾桨桨距固定在合适的位置。
该耳片固定组件由两个固定螺套、一个螺杆和一个转接接片组合而成，两个固定螺套分别安装在螺杆两端，转接接片与一个固定螺套连接，根据需要调节其装配长度。该组件一端装配在横杆上，另一端则与机体耳片通过两个连接孔装配，其空间位置处在相对竖直方向，用来在竖直方向上固定横杆的一端。
该斜拉杆组件由一个固定螺套、一个转接接头和一根两端带螺纹的杆组成，固定螺套和转接接头安装在带螺纹的杆两端，根据需要调节其长度。该斜拉杆组件一端装配在横杆上，另一端装配在机体平台的节点孔上，斜拉杆组件和耳片固定组件一起加固横杆，并保证横杆的稳定。
本发明的优点是：
该旋翼系统固定方法可有效解决无人直升机在研制、改装或总体维护过程中控制系统不成熟或不具备航电系统等的情况下进行发动机维护试车时旋翼系统松浮的问题，可有效提高无人直升机发动机地面实验的安全性。且可以避免传统的旋翼固定方法所造成的实验准备步骤繁琐和影响舵机寿命等问题。相对于传统的采用控制系统固定旋翼系统的软固定的方法，本发明采用杆件固定的硬固定方法可更加有效地固定旋翼系统。
附图说明
图1a是总距固定组件示意图；
图1b是横向变距固定组件示意图；
图1c是纵向变距固定组件示意图；
图1d是耳片固定组件示意图；
图1e是尾桨桨距固定组件示意图；
图1f是横杆示意图；
图1g是斜拉杆组件示意图；
图2为旋翼部分固定装置装配示意图；
图3为尾桨桨距固定组件装配示意图。
图中具体标号的含义如下：
01总距固定组件；02横向变距固定组件；03纵向变距固定组件；04耳片固定组件；05尾桨桨距固定组件；06横杆；07斜拉杆组件；08总距操纵摇臂；09横向变距操纵摇臂；10纵向变距操纵摇；11尾桨桨距操纵摇臂；12机体耳片；13尾桨桨距杆；14直升机尾梁。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的说明。这些附图均为简化的示意图，仅以示意方式说明本发明的基本结构。
如图1a-图1g所示，横杆06是一个直径均匀的光杆，斜拉杆组件07由于长度较长采用两头部分螺纹的连接方式，其他组件中的杆件均采用螺杆制成。与机身平台部分的连接则采用转接接头或转接接片装配连接。
图2为主旋翼部分桨距的固定装置。其中，横杆06与其他组件的转接接头及固定螺套的装配均为过渡配合，可以用手装配且不至于太松，便于整个装置的安装、调整及固定。横杆06左端穿过机体平台的原本安装纵向舵机的耳片上，右端利用耳片固定组件04将其装配在机体耳片12上，保证了横杆06在竖直方向上的自由度的限制；中间利用斜拉杆组件07将其与平台前端承力接头连接，使其与耳片固定组件04和原机安装纵向舵机的耳片一起限制了横杆06的除轴向移动和绕轴线转动外的所有自由度。横杆06、耳片固定组件04和斜拉杆组件07的组合装配相当于机体平台结构的一个延伸，为主旋翼桨距的固定提供支承。旋翼总距、横向变距和纵向变距的固定则分别由总距固定组件01、横向变距固定组件02和纵向变距固定组件03装配固定。以总距固定组件01的装配为例，总距固定组件01由两个固定螺套和一根螺杆组成，螺套上带有与螺杆相配合的内螺纹，将螺杆与螺套配合，且可通过调整螺杆的旋进长度来调节整个组件的安装长度以使旋翼总距固定在最小的位置。总距固定组件01一个螺套装配在横杆06上，组件的另一头即另一个螺套则与总距操纵摇臂08相连接，从而起到固定摇臂来固定旋翼总距的作用。同样，横向变距固定组件02和纵向变距固定组件03固定旋翼横向的变距和纵向的变距与总距固定组件01固定旋翼总距的原理和安装方法相似，但由于安装需要，纵向变距固定组件03并非两端都是螺套，而是一端采用转接接头代替螺套的方式。
如图3所示，尾桨桨距则通过尾桨桨距固定组件05来固定，尾桨桨距固定组件05由两个大小不一致的螺套和一个螺杆组成，组件的一端安装在尾梁上的接头上，另一端则与尾桨桨距操纵摇臂11连接，从而通过调节固定组件的螺杆来调节摇臂的位置，而摇臂与尾桨桨距杆相连，即间接调节尾桨的桨距。所以，根据实验需要，可以通过调节尾桨桨距固定组件05的安装长度来使尾桨处于中立的位置。
本发明提出一种根据直升机平台结构设计一套旋翼系统固定装置，实现了旋翼的总距和横、纵向变距以及尾桨桨距的可靠固定，为无人直升机的地面发动机试车等试验提供更好的实验环境。通过该设计的固定装置为附加设计装置，可多次使用，可以减少对机体平台和航电设备的损坏。该固定装置是解决无人直升机在研制、改装或总体维护过程中控制系统不成熟或不具备航电系统等的情况下进行发动机试车实验旋翼系统松浮的问题的有效的方法。本发明能有效提高无人直升机发动机地面实验安全性，对无人直升机发动机的地面维护和实验等有一定的意义。
Claims (1)
1.一种提高无人直升机发动机地面实验安全的旋翼系统固定装置，其特征在于：它由总距固定组件、横向变距固定组件、纵向变距固定组件、尾桨桨距固定组件、横杆以及用于固定横杆的斜拉杆组件和耳片固定组件组成；
横杆装配在直升机平台上的原纵向舵机安装耳片上，再通过耳片固定组件和斜拉杆组件固定在直升机的机体耳片上；总距固定组件、纵向变距固定组件和横向变距固定组件一端分别与直升机的总距操纵摇臂、纵向变距操纵摇臂和横向变距操纵摇臂装配，另一端均与横杆装配连接；尾桨桨距固定组件两端分别与直升机的尾桨桨距操纵摇臂和尾梁处的接头耳片连接装配；
该横杆是圆杆状件，它相当于一个中间过渡结构及平台结构的延伸，用于装配总距固定组件和横、纵向变距固定组件以起到固定旋翼系统中旋翼总距、横向变距和纵向变距的作用；
该总距固定组件是用来连接横杆和总距操纵摇臂来固定旋翼总距，总距固定组件由一个固定螺套、一个转接接头和一个螺杆组成，固定螺套和转接接头安装在螺杆两端，固定螺套和转接接头均带有螺纹，通过调节螺杆来调节该总距固定组件的装配长度，使旋翼总距固定在需要的位置；
该纵向变距固定组件是用来连接横杆和纵向变距操纵摇臂来固定旋翼纵向倾斜角度，纵向变距固定组件由一个固定螺套、一个转接接头和一个螺杆组成，固定螺套和转接接头安装在螺杆两端，根据需要调节其装配长度来调节旋翼纵向倾斜的角度；
该横向变距固定组件与纵向变距固定组件类似，是通过连接横杆和横向变距操纵摇臂来固定旋翼横向倾斜角度；横向变距固定组件由两个固定螺套和一个螺杆组成，两个固定螺套分别安装在螺杆两端，根据需要调节其装配长度来调节和固定旋翼横向倾斜的角度；
该尾桨桨距固定组件由两个螺套和一个螺杆组成，两个螺套分别安装在螺杆两端，而两端再分别连接装配在尾桨桨距操纵摇臂和平台尾梁耳片上；通过螺杆调节该尾桨桨距固定组件装配长度来使尾桨桨距固定在合适的位置；
该耳片固定组件由两个固定螺套、一个螺杆和一个转接接片组合而成，两个固定螺套分别安装在螺杆两端，转接接片与一个固定螺套连接，根据需要调节其装配长度；该耳片固定组件一端装配在横杆上，另一端则与机体耳片通过两个连接孔装配，其空间位置处在相对竖直方向，用来在竖直方向上固定横杆的一端；
该斜拉杆组件由一个固定螺套、一个转接接头和一根两端带螺纹的杆组成，固定螺套和转接接头安装在带螺纹的杆两端，根据需要调节其长度；该斜拉杆组件一端装配在横杆上，另一端装配在机体平台的节点孔上，斜拉杆组件和耳片固定组件一起加固横杆，并保证横杆的稳定。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201410397605.9A CN104176269B (zh) | 2014-08-13 | 2014-08-13 | 一种提高无人直升机发动机地面实验安全的旋翼系统固定装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201410397605.9A CN104176269B (zh) | 2014-08-13 | 2014-08-13 | 一种提高无人直升机发动机地面实验安全的旋翼系统固定装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN104176269A true CN104176269A (zh) | 2014-12-03 |
| CN104176269B CN104176269B (zh) | 2016-03-30 |
Family
ID=51957680
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201410397605.9A Active CN104176269B (zh) | 2014-08-13 | 2014-08-13 | 一种提高无人直升机发动机地面实验安全的旋翼系统固定装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN104176269B (zh) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104943859A (zh) * | 2015-07-08 | 2015-09-30 | 芜湖万户航空航天科技有限公司 | 无人直升机 |
| CN110723277A (zh) * | 2019-11-28 | 2020-01-24 | 湖南捷飞科技有限公司 | 一种基于蚊子载人直升机的无人化数字电传操纵机构 |
| CN111223384A (zh) * | 2019-12-09 | 2020-06-02 | 中国民用航空飞行学院 | 一种变距航空动力系统特性与控制教学实验平台 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6824151B1 (en) * | 2001-12-01 | 2004-11-30 | Lawrence P Tucei, Jr. | Fixture for transporting helicopter blades |
| US20050125103A1 (en) * | 2002-03-18 | 2005-06-09 | Rogeli Ferrer | Method and device for detecting defects of at least one rotary wing aircraf rotor |
| WO2011163316A2 (en) * | 2010-06-25 | 2011-12-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method and system for detecting pushrod faults |
| CN103175679A (zh) * | 2013-03-01 | 2013-06-26 | 西安交通大学 | 四旋翼飞行器旋翼特性综合测试系统 |
| CN103954426A (zh) * | 2014-03-31 | 2014-07-30 | 南京航空航天大学 | 一种旋翼动态试验装置 |
-
2014
- 2014-08-13 CN CN201410397605.9A patent/CN104176269B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6824151B1 (en) * | 2001-12-01 | 2004-11-30 | Lawrence P Tucei, Jr. | Fixture for transporting helicopter blades |
| US20050125103A1 (en) * | 2002-03-18 | 2005-06-09 | Rogeli Ferrer | Method and device for detecting defects of at least one rotary wing aircraf rotor |
| WO2011163316A2 (en) * | 2010-06-25 | 2011-12-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method and system for detecting pushrod faults |
| CN103175679A (zh) * | 2013-03-01 | 2013-06-26 | 西安交通大学 | 四旋翼飞行器旋翼特性综合测试系统 |
| CN103954426A (zh) * | 2014-03-31 | 2014-07-30 | 南京航空航天大学 | 一种旋翼动态试验装置 |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104943859A (zh) * | 2015-07-08 | 2015-09-30 | 芜湖万户航空航天科技有限公司 | 无人直升机 |
| CN110723277A (zh) * | 2019-11-28 | 2020-01-24 | 湖南捷飞科技有限公司 | 一种基于蚊子载人直升机的无人化数字电传操纵机构 |
| CN110723277B (zh) * | 2019-11-28 | 2021-05-07 | 湖南捷飞科技有限公司 | 一种基于蚊子载人直升机的无人化数字电传操纵机构 |
| CN111223384A (zh) * | 2019-12-09 | 2020-06-02 | 中国民用航空飞行学院 | 一种变距航空动力系统特性与控制教学实验平台 |
| CN111223384B (zh) * | 2019-12-09 | 2021-08-31 | 中国民用航空飞行学院 | 一种变距航空动力系统特性与控制教学实验平台 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN104176269B (zh) | 2016-03-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20050269450A1 (en) | Landing assist apparatus interface bulkhead and method of installation | |
| CN104176269B (zh) | 一种提高无人直升机发动机地面实验安全的旋翼系统固定装置 | |
| CA2895491C (en) | System and method for linkage length adjustment | |
| US2395143A (en) | Resilient mount for aircraft | |
| CN104608923A (zh) | 一种蜂窝式六旋翼运输飞行器 | |
| KR101499190B1 (ko) | 헬리콥터의 무베어링 로터용 분리 가능한 블레이드 부착물 | |
| CN105387064A (zh) | 一种快速连接分离的展开铰链 | |
| US11673659B2 (en) | Light-weight, elastic teeter bearing for a rotor and aircraft housing such bearing | |
| US20180022468A1 (en) | Suspension system for an aircraft auxiliary power unit | |
| CN105109670A (zh) | 一种直升机平尾连接装置 | |
| CN109506908B (zh) | 尾段试验件疲劳试验平尾载荷加载装置 | |
| CN110271680A (zh) | 用于承载飞机动力装置的支柱的主要结构，其后部由一组连接杆形成 | |
| US6481965B2 (en) | Rotary-wing aircraft rotors with manually folding blades and electrical connection installation | |
| CA2508208C (en) | Landing assist probe mounting system | |
| CN110920868B (zh) | 一种自动驾驶仪的舵机安装装置 | |
| US20140271223A1 (en) | Spinner Fairing Assembly | |
| CN104210653A (zh) | 一种摇臂起落架 | |
| CN205273864U (zh) | 用于旋转连接的部件 | |
| CN102023093B (zh) | 摇臂式加载机构 | |
| CN114771821B (zh) | 一种用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构 | |
| CN114674547B (zh) | 飞机强度测试的全动垂尾抖振试验中边界刚度模拟系统 | |
| CN106672221A (zh) | 一种轻型飞机前起落架 | |
| CN112623182B (zh) | 一种翼身连接结构及包含翼身连接结构的无人机 | |
| US11440670B2 (en) | Suspension device | |
| RU112155U1 (ru) | Устройство для азимутальной фиксации груза на внешней подвеске вертолета |
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 | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20210425 Address after: 102101 1946, building 27, yard 8, Fenggu 4th Road, Yanqing garden, Zhongguancun, Yanqing District, Beijing Patentee after: Beiqing navigation technology (Beijing) Co.,Ltd. Address before: 100191 Haidian District, Xueyuan Road, No. 37, Patentee before: BEIHANG University |
|
| TR01 | Transfer of patent right | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20231114 Address after: 830000 Xinjiang Uygur Autonomous Region Urumqi Economic Development Zone (Toutunhe District) Rongsheng Fifth Street Yizhan Tiandi Building Block B, 11th Floor, 12th Floor Patentee after: Beiqing Tonghang Technology (Urumqi) Co.,Ltd. Address before: Building 27, Yard 8, Fenggu Fourth Road, Yanqing Garden, Zhongguancun, Yanqing District, Beijing, 102101, 1946 Patentee before: Beiqing navigation technology (Beijing) Co.,Ltd. |
|
| TR01 | Transfer of patent right |