CN109877318B - 复合构件及用于制造其的方法 - Google Patents

复合构件及用于制造其的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109877318B
CN109877318B CN201811487079.XA CN201811487079A CN109877318B CN 109877318 B CN109877318 B CN 109877318B CN 201811487079 A CN201811487079 A CN 201811487079A CN 109877318 B CN109877318 B CN 109877318B
Authority
CN
China
Prior art keywords
metal
composite blade
manufacturing
mould
providing
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.)
Active
Application number
CN201811487079.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN109877318A (zh
Inventor
H.汉诺
J.G.霍夫曼
M.佩瑟
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Ansaldo Energia IP UK Ltd
Original Assignee
Ansaldo Energia IP UK Ltd
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 Ansaldo Energia IP UK Ltd filed Critical Ansaldo Energia IP UK Ltd
Publication of CN109877318A publication Critical patent/CN109877318A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109877318B publication Critical patent/CN109877318B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6032—Metal matrix composites [MMC]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Powder Metallurgy (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

用于燃气涡轮的复合构件(1)包括由以碳纤维(4)增强的金属基质(3)制成的第一部分(2)，其连结至由没有碳纤维的金属(7)制成的第二部分(6)。第二部分(6)可包括冷却元件(8)。

Description

复合构件及用于制造其的方法
相关申请的交叉引用
本专利申请要求享有2017年12月6日提交的欧洲专利申请No. 17205758.0的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文中。
技术领域
本发明涉及一种复合构件及用于制造其的方法。具体而言，复合构件用于燃气涡轮中；例如，复合构件是用于燃气涡轮的压缩机叶片或导叶或涡轮叶片或导叶。
背景技术
金属基质复合材料具有金属或嵌入金属基质中的陶瓷增强纤维；金属基质复合材料具有高强度，且相比于非金属基质复合材料，它们典型地可在较宽的温度范围下操作，不会吸收湿气，具有更好的导电性和导热性，对例如由切口效应或外物冲击引起的应力集中没那么敏感。金属基质复合材料相比于非金属基质复合材料具有较低的密度和较高的比强度，因此它们允许构造重量轻。US 2013/0259701A1公开了涡轮机叶片的增强边缘，其具有三维织造陶瓷纤维和金属或金属合金基质的增强结构。
非金属基质复合材料也是已知的，如，碳纤维复合物，诸如碳纤维增强的碳(CFRC)；这些非金属基质复合材料可经得起高温，但它们不可在高温下暴露于氧化气氛，对冲击破坏敏感，其寿命或失效难以预测，且目前的检查技术不允许预测剩余寿命。
本描述的发明人发现了一种将金属基质复合材料的优点与非金属基质复合材料的优点相组合的方式。
发明内容
本发明的方面包括提供一种复合构件，其能够在高温下也在氧化气氛中操作，且同时对应力集中(诸如切口效应或外物冲击)具有降低的敏感度。
例如，复合构件将金属基质复合材料的抗冲击性能和裂纹产生(initiation)检查和检测与非金属基质复合材料的轻重量和耐高温纤维相组合。
这些及其它方面通过提供根据所附权利要求的复合构件及用于制造其的方法来达成。
附图说明
根据在附图中以非限制性示例的方式示出的复合构件和方法的优选但非排它的实施例的描述，其它特征和优点将更清楚，在附图中：
图1示出复合构件的实施例；
图2至3示出方法的第一实施例；
图4至8示出方法的第二实施例；
图9至12示出方法的第三实施例；
图13至14示出在纤维区域中的SLM制造。
具体实施方式
参看附图，这些示出了用于燃气涡轮的复合构件1。复合构件可为压缩机叶片或导叶或涡轮叶片或导叶；其它构件是可行的，诸如热障等。
构件1包括由以碳纤维4增强的金属基质3制成的至少第一部分2；至少第一部分2连结至由没有增强碳纤维的金属7制成的至少第二部分6。
第一部分2的金属基质3的金属可不同于第二部分6的金属7。在此情况下，第一部分2和第二部分6的金属可根据期望的性能来选择，诸如重量、耐侵蚀性、耐腐蚀或氧化性等。
备选地，第一部分2的金属基质3的金属可与第二部分6的金属7相同。如果制造工艺需要这样，或假如第一部分2和第二部分6需要具有相同性能的金属，则该解决方案可为优选的。
暴露于燃气涡轮的高温气体的构件(例如，压缩机或涡轮叶片或导叶)通常需要大量冷却空气来控制它们的温度。由传统金属基质复合材料制成的构件可能未设有冷却系统(在现有技术水平下)，因此由于金属基质可经受的最高温度而使得传统金属基质复合材料在燃气涡轮构件中的应用受限制。
有利地，为了改进构件1的冷却，一个或多个第二部分6(假如构件1设有不止一个第二部分，如图1中所示的示例中)可包括至少一个冷却元件8。
冷却元件8优选为通道，其可承载冷却流体，诸如空气。
如图1中所示，涡轮或压缩机叶片或导叶具有由第二部分6限定的鼻部9，以及由第一部分2限定的相反侧。构件1的中间区段可由附加的第二部分6限定，且具有后缘的末端部分可由第一部分2限定，例如，以能够制造薄但同时强硬的后缘。
有利地，在操作期间，复合构件1可经得起高温，因为第一部分2包括能够在高温下也经得起高应力的纤维。此外，这些第一部分可由设有冷却元件8的第二部分冷却。
为了制造上文所述的复合构件，方法的不同实施例是可行的。
用于制造复合构件的方法的第一实施例包括(图2至3)：
制造至少第一部分2和第二部分6，然后
连结至少第一部分2和第二部分6。
根据该方法的实施例制造第一部分2和第二部分6分开进行，即，第一部分2与第一部分6分开制造；这允许根据各部分2或6所需的特征来有利地选择用于制造各部分2或6的最佳方法。例如，用于第一部分和/或第二部分的可行的制造方法为铸造、诸如SLM(选择性激光熔融)的增材制造、机加工、喷涂沉积等。
将第一部分2连结至第二部分6包括激光焊接或激光沉积焊接。
例如，三个第一部分2在碳纤维上通过金属的铸造或SLM或喷涂沉积来制造。两个第二部分6分开铸造，或由SLM制造，或由喷涂沉积来制造。第一部分2和第二部分6然后焊接在一起(标号10表示焊接)。
用于制造复合构件的方法的第二实施例包括：
制造第一部分2，
将第一部分2提供在模具11中，
将金属提供至模具11中以铸造连结至第一部分2的第二部分6。
有利地，该方法允许制造其特征(例如，材料或几何特征或制造方法或机械/热处理)独立于第二部分6的特征的第一部分2，因为第一部分2在第二部分6之前且因此独立于第二部分6被构造。
此外，当制造第一部分2时，它们可设有从它们突出的纤维(图5)，使得当第一部分2收纳在模具11中且铸造第二部分6时，突出的纤维促进将第一部分2保持至第二部分6。
例如，例如通过铸造、诸如SLM(选择性激光熔融)的增材制造、喷涂沉积、机加工等首先制造三个第一部分2。然后，这些第一部分2收纳在模具11中，金属被引入模具11，以还制造直接地连结至第一部分2的第二部分6。
冷却元件8可在第二部分6的铸造期间制造；备选地或此外，冷却元件8例如可通过机加工或以其它方式在第二部分6的铸造之后实现。
用于制造复合构件1的方法的第三实施例包括：
提供由在点17处连结的纤维4制成的至少预制结构16，
将该结构16提供到模具11中，
将金属提供到模具11中以同时地铸造第一部分2和第二部分6；这些第一部分2和第二部分6以已实现的此方式连结。
在该实施例中，第一部分2至第二部分6的联结特别有效，因为所有部分2,6同时在模具11中被制造。此外，纤维结构16使得纤维的处理更容易且更快。
例如，结构16可通过使纤维与金属连接(诸如通过激光沉积焊接)来实现。不管怎样，可使用其它方法。
用于制造复合构件的方法的第四实施例包括：
提供金属粉末，
提供纤维4，
通过局部激光熔融技术诸如SLM或直接激光熔融来同时地制造第一部分2和第二部分4，
本方法的该实施例允许制造具有高拉伸强度的复杂三维形状。此外，第一部分2的设计可作为负载承载区段而容易地得到优化，且第二部分6的设计可鉴于所需的冷却而容易地得到优化。
有利地，为了执行SLM工艺，粉末可由静电沉积来沉积，这允许容易地填充纤维之间的间隙，且还允许沿竖直或倾斜或向下的方向构造。
有利地，利用直接激光熔融，沿不同方向的粉末沉积是可行的，以便允许相邻纤维之间的沉积。
当在任何以上方法中，构件通过SLM(其中金属粉末通过静电沉积或以其它方式沉积)实现以便正确地熔融也在纤维下方的金属粉末(参照第一部分2的制造)时，激光束18与纤维的支承平面19的角度A在10到90度之间，且优选在30到70度之间，其中金属粉末层的厚度h小于纤维直径D的0.5倍，且优选金属粉末层的厚度小于纤维直径D的0.3倍。纤维之间的距离d大于纤维的直径D的0.6倍，且优选0.8倍，且小于纤维直径D的2倍，且优选1.2倍。激光束的直径DL大于纤维直径D的1.1倍，且优选其为直径D的1.5倍，使得激光束加热纤维，且延伸超过其侧部来熔融金属粉末。
根据本描述，抗冲击的金属基质的优点与轻重量的耐高温纤维相组合。此外，金属基质的表面允许裂纹产生的检查和检测。例如，前缘可由第一部分2限定(以允许经由冷却元件8的强冷却)，且后缘可由第二部分6限定，以能够提供强硬的薄后缘。
自然，特征可独立于彼此被提供。例如，各个所附权利要求的特征可独立于其它权利要求的特征而被应用。
实际上，使用的材料和尺寸可根据要求和现有技术水平任意选择。

Claims (11)

1.一种用于燃气涡轮的复合叶片(1)，其特征在于，所述复合叶片(1)包括由以碳纤维(4)增强的金属基质(3)制成的至少第一部分(2)，所述至少第一部分连结至由没有碳纤维的金属(7)制成的至少第二部分(6)，其中所述至少第一部分(2)包括具有所述复合叶片的后缘的末端部分并且所述至少第二部分(6)包括鼻部(9)和至少冷却通道(8)，并且其中，所述至少冷却通道(8)至少部分地由所述至少第一部分(2)隔开。
2.根据权利要求1所述的复合叶片(1)，其特征在于，所述至少第一部分(2)的所述金属基质(3)的金属不同于所述至少第二部分(6)的所述金属(7)。
3.根据权利要求1所述的复合叶片(1)，其特征在于，所述至少第一部分(2)的所述金属基质(3)的所述金属与所述至少第二部分(6)的所述金属(7)相同。
4.根据权利要求1所述的复合叶片(1)，其特征在于，所述复合叶片的相反侧由所述至少第一部分(2)限定。
5.一种用于制造根据权利要求1至权利要求4中的任一项所述的复合叶片(1)的方法，包括：
制造至少第一部分(2)和第二部分(6)，然后
连结所述至少第一部分(2)和第二部分(6)。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，连结包括激光焊接或激光沉积焊接。
7.一种用于制造根据权利要求1至权利要求4中的任一项所述的复合叶片(1)的方法，包括：
制造至少第一部分(2)，
将所述至少第一部分(2)提供在模具(11)中，
将金属提供到所述模具(11)中来铸造连结至所述至少第一部分(2)的至少第二部分(6)。
8.一种用于制造根据权利要求1至权利要求4中的任一项所述的复合叶片的方法，包括：提供由纤维(4)制成的至少预制结构(16)，
将所述结构(16)提供到模具(11)中，
将金属提供到所述模具(11)中以同时地铸造至少第一部分(2)和至少第二部分(6)。
9.一种用于制造根据权利要求1至权利要求4中的任一项所述的复合叶片的方法，包括：提供金属粉末，
提供碳纤维(4)，
通过局部激光熔融技术来同时地制造所述第一部分(2)和所述第二部分(6)。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述局部激光熔融技术可为选择性激光熔融或直接激光熔融。
11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，为了执行所述选择性激光熔融，所述粉末通过静电沉积来沉积。
CN201811487079.XA 2017-12-06 2018-12-06 复合构件及用于制造其的方法 Active CN109877318B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP17205758.0A EP3495612B1 (en) 2017-12-06 2017-12-06 Method for manufacturing composite component
EP17205758.0 2017-12-06

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109877318A CN109877318A (zh) 2019-06-14
CN109877318B true CN109877318B (zh) 2023-08-04

Family

ID=60627500

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811487079.XA Active CN109877318B (zh) 2017-12-06 2018-12-06 复合构件及用于制造其的方法

Country Status (2)

Country Link
EP (1) EP3495612B1 (zh)
CN (1) CN109877318B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2582148A (en) * 2019-03-12 2020-09-16 Airbus Operations Ltd Impact resistant panels
US11732586B2 (en) * 2020-05-14 2023-08-22 Toyota Motor Engineering & Manufacturing North America, Inc. Metal matrix composite turbine rotor components

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2023622A1 (zh) * 1968-11-19 1970-08-21 Rolls Royce
US3532438A (en) * 1966-11-29 1970-10-06 Rolls Royce Aerofoil-shaped blades,and blade assemblies,for use in a fluid flow machine
US5439750A (en) * 1993-06-15 1995-08-08 General Electric Company Titanium metal matrix composite inserts for stiffening turbine engine components
US6144008A (en) * 1996-11-22 2000-11-07 Rabinovich; Joshua E. Rapid manufacturing system for metal, metal matrix composite materials and ceramics
CN101021202A (zh) * 2006-02-13 2007-08-22 通用电气公司 风力涡轮机转子叶片的碳－玻璃混合型翼梁
CN101067192A (zh) * 2007-04-10 2007-11-07 中北大学 碳纤维增强镍基复合材料及其制备方法
US7780420B1 (en) * 2006-11-16 2010-08-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with a foam metal leading or trailing edge
CN102588333A (zh) * 2011-01-06 2012-07-18 通用电气公司 纤维增强的Al-Li压缩机翼型件及制造方法
CN103124606A (zh) * 2010-09-28 2013-05-29 斯奈克玛 制造部件的方法及使用该方法获得的复合固体部件
CN104271888A (zh) * 2012-04-30 2015-01-07 斯奈克玛 用于由复合材料制成的涡轮发动机叶片的金属结构增强件
CN106636986A (zh) * 2015-10-28 2017-05-10 空中客车运营有限公司 航空器或航天器用纤维增强金属部件及其生产方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0428368D0 (en) * 2004-12-24 2005-02-02 Rolls Royce Plc A composite blade
US7775772B2 (en) * 2006-11-08 2010-08-17 General Electric Company System for manufacturing a rotor having an MMC ring component and an airfoil component having MMC airfoils
GB0908707D0 (en) * 2009-05-21 2009-07-01 Rolls Royce Plc Reinforced composite aerofoil blade
GB201215299D0 (en) * 2012-08-29 2012-10-10 Rolls Royce Plc A Metallic foam material
GB2508656B (en) * 2012-12-10 2015-08-05 Rolls Royce Plc Improved joint structure and method
US10370971B2 (en) * 2014-11-17 2019-08-06 United Technologies Corporation Reinforced gas turbine engine rotor disk

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3532438A (en) * 1966-11-29 1970-10-06 Rolls Royce Aerofoil-shaped blades,and blade assemblies,for use in a fluid flow machine
FR2023622A1 (zh) * 1968-11-19 1970-08-21 Rolls Royce
US5439750A (en) * 1993-06-15 1995-08-08 General Electric Company Titanium metal matrix composite inserts for stiffening turbine engine components
US6144008A (en) * 1996-11-22 2000-11-07 Rabinovich; Joshua E. Rapid manufacturing system for metal, metal matrix composite materials and ceramics
CN101021202A (zh) * 2006-02-13 2007-08-22 通用电气公司 风力涡轮机转子叶片的碳－玻璃混合型翼梁
US7780420B1 (en) * 2006-11-16 2010-08-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with a foam metal leading or trailing edge
CN101067192A (zh) * 2007-04-10 2007-11-07 中北大学 碳纤维增强镍基复合材料及其制备方法
CN103124606A (zh) * 2010-09-28 2013-05-29 斯奈克玛 制造部件的方法及使用该方法获得的复合固体部件
CN102588333A (zh) * 2011-01-06 2012-07-18 通用电气公司 纤维增强的Al-Li压缩机翼型件及制造方法
CN104271888A (zh) * 2012-04-30 2015-01-07 斯奈克玛 用于由复合材料制成的涡轮发动机叶片的金属结构增强件
CN106636986A (zh) * 2015-10-28 2017-05-10 空中客车运营有限公司 航空器或航天器用纤维增强金属部件及其生产方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP3495612B1 (en) 2021-05-12
CN109877318A (zh) 2019-06-14
EP3495612A1 (en) 2019-06-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11155502B2 (en) Method to additively manufacture a fiber-reinforced ceramic matrix composite
Mao et al. Influence of the interface strength on the mechanical properties of discontinuous tungsten fiber-reinforced tungsten composites produced by field assisted sintering technology
JP6507246B2 (ja) ロータブレードを製造するための方法およびかかる方法により実現されるブレード
CN109877318B (zh) 复合构件及用于制造其的方法
JP6010297B2 (ja) セラミック基材料を含むタービンエアフォイル部品とその製造工程
JP5329219B2 (ja) 核融合炉用の第一壁構成部材
RU2578886C2 (ru) Способ изготовления детали
US9102015B2 (en) Method and apparatus for fabrication and repair of thermal barriers
JP5976311B2 (ja) セラミック基材料を含むタービンエアフォイル部品とその製造工程
JP5970182B2 (ja) セラミック基材料と金属材料とから成る部品の製造工程
EP3162470A1 (en) Repair methods utilizing additively manufacturing for rotor blades and components
US8474137B2 (en) Method for repairing turbine blades
JP6001849B2 (ja) セラミック基材料を含む部品とその被膜
US8944768B2 (en) Composite turbine blade and method of manufacture
Leyens et al. Continuous fiber reinforced titanium matrix composites: fabrication, properties, and applications
US10480108B2 (en) Ceramic matrix composite components reinforced for managing multi-axial stresses and methods for fabricating the same
EP3084138B1 (en) Gas turbine engine blade with ceramic tip and cooling arrangement
JP2012137086A5 (zh)
US10995040B2 (en) Ceramic matrix composite components having a deltoid region and methods for fabricating the same
US20170328223A1 (en) Hybrid ceramic matrix composite materials
US10294802B2 (en) Turbine engine components with chemical vapor infiltrated isolation layers
US20190366441A1 (en) Composite material for turbo machine applications and corresponding method
US7404700B1 (en) Turbine airfoil with fibrous reinforced TBC
US20220275728A1 (en) Three-dimensional ceramic matrix composite t-joint for airfoils via pin-weaving

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant