CN110263443A - 一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法 - Google Patents

一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110263443A
CN110263443A CN201910544849.8A CN201910544849A CN110263443A CN 110263443 A CN110263443 A CN 110263443A CN 201910544849 A CN201910544849 A CN 201910544849A CN 110263443 A CN110263443 A CN 110263443A
Authority
CN
China
Prior art keywords
vibration
calculated
calculation method
equivalent
time
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
Application number
CN201910544849.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110263443B (zh
Inventor
刘海年
吴新
王志会
张生
田慧清
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.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
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 AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN201910544849.8A priority Critical patent/CN110263443B/zh
Publication of CN110263443A publication Critical patent/CN110263443A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110263443B publication Critical patent/CN110263443B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M7/00—Vibration-testing of structures; Shock-testing of structures
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/04—Ageing analysis or optimisation against ageing

Abstract

本申请属于航空发动机结构强度设计领域，具体涉及一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法，包括：获取航空发动机典型任务剖面的振动量值；计算成附件产品振动疲劳加速因子；计算典型任务剖面的工作时间；计算典型任务剖面的加速等效时间；计算等效总时间以及获取典型任务剖面等效过程中的最大加速因子；计算成附件产品剩余加速因子；计算成附件产品最终的振动耐久试验等效时间和振动量值。本申请通过建立发动机成附件振动耐久试验时间计算方法的工作流程，具有广泛的适用性；另外，实现对产品抗疲劳能力的有效验证，为成附件产品的设计和改进提供了技术支撑；进一步，完善了成附件振动耐久试验的方法，提高了振动耐久试验的有效性。

Description

一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法
技术领域
本申请属于航空发动机结构强度设计领域，特别涉及一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法。
背景技术
振动环境是航空发动机寿命周期内一定承受的工作环境之一，而因振动导致的成附件失效问题在多个航空发动机中均有发生，严重时导致发动机出现危险性故障。因此，成附件在配装整机试验前，均需按照相关标准和要求完成振动耐久试验，验证产品的结构完整性。
公开的现有技术方面，随机振动耐久试验时间的计算方法均是按照GJB150.16A要求，产品500小时寿命等效1小时或1.5小时振动疲劳试验进行换算，但这种方法没有考虑不同发动机任务剖面和混频比例存在差异这一实际问题，导致发动机研制过程中成附件虽然通过了内场考核试验，但在发动机整机试车和外场试飞时却暴露出大量问题，实质是产品结构完整性考核的针对性和验证不足。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法。
本申请公开了一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法，包括：
获取航空发动机典型任务剖面的振动量值；
计算成附件产品振动疲劳加速因子；
计算典型任务剖面的工作时间；
计算典型任务剖面的加速等效时间；
计算等效总时间以及获取典型任务剖面等效过程中的最大加速因子；
计算成附件产品剩余加速因子；
计算成附件产品最终的振动耐久试验等效时间和振动量值。
根据本申请的至少一个实施方式，在所述计算成附件产品振动疲劳加速因子步骤包括：
计算成附件产品在不同振动量值条件下的疲劳寿命，再对疲劳寿命取对数后进行最小二乘数据拟合，以得到成附件产品振动疲劳加速因子。
根据本申请的至少一个实施方式，所述典型任务剖面的工作时间通过如下公式(1)计算得到：
Ti＝Ts×Ri (1)；
其中，TS为产品全寿命周期时间，单位为小时；Ti(i＝1，2，3，4，…m)为每个任务剖面持续的时间，单位为小时；Ri为各任务剖面持续时间所占全寿命的比例，单位为百分比。
根据本申请的至少一个实施方式，所述典型任务剖面的加速等效时间通过如下公式(2)计算得到：
其中，Ti等效为低量值任务剖面等效后的持续时间；Grms-i为典型任务剖面i的振动量值，单位为g；Grms-max为典型任务剖面的最大振动量值，单位为g；K为成附件产品振动疲劳加速因子。
根据本申请的至少一个实施方式，所述等效总时间通过如下公式(3)计算得到：
根据本申请的至少一个实施方式，所述成附件产品剩余加速因子通过如下公式(4)计算得到：
根据本申请的至少一个实施方式，所述成附件产品最终的振动耐久试验等效时间以及振动量值分别通过如下公式(5)、(6)计算得到：
Grms最终＝Grms-max×K剩余加速因子 (6)。
根据本申请的至少一个实施方式，在所述获取航空发动机典型任务剖面的振动量值步骤之前还包括：
获取航空发动机典型任务剖面的振动量值。
根据本申请的至少一个实施方式，在所述计算成附件产品在不同振动量值条件下的疲劳寿命步骤之前还包括：
设定成附件产品材料特征参数和边界条件。
根据本申请的至少一个实施方式，在所述对疲劳寿命取对数后进行最小二乘数据拟合步骤中，是通过matlab软件进行数据拟合。
本申请至少存在以下有益技术效果：
本申请的航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法，通过建立发动机成附件振动耐久试验时间计算方法的工作流程，具有广泛的适用性；另外，实现了振动耐久试验时间科学合理的计算，解决了传统方法不科学、不合理的问题；并且，实现对产品抗疲劳能力的有效验证，为成附件产品的设计和改进提供了技术支撑；进一步，完善了成附件振动耐久试验的方法，提高了振动耐久试验的有效性。
附图说明
图1是本申请航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法的流程图；
图2是本申请方法中对疲劳寿命取对数后进行最小二乘数据拟合结果图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
现有的随机振动耐久试验时间的计算方法，缺少振动等效过程中加速因子的确定方法，仅针对航空电子类产品给出了加速因子为4.0的经验数据，通用性较差；另外，基于产品的研制经验，按照500：1或500：1.5的等效关系确定振动耐久试验时间，没有考虑发动机使用任务剖面不同导致的产品的疲劳损伤不同，随机振动耐久试验时间确定不科学、不合理；进一步地，不能根据产品的实际疲劳损伤情况合理确定振动耐久试验时间，不能有效验证产品的抗疲劳能力，导致产品交付外场使用后故障频发。
为此，本申请公开了一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法；下面结合附图1和图2对本申请计算方法进一步详细说明。
本申请公开了一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法，可以包括如下步骤：
S101、获取航空发动机典型任务剖面的振动量值。
具体地，参见图1中的输入步骤，可以应用MSC.Fatigue疲劳分析软件，先获取发动机典型工况条件下的振动环境测量数据，再得到航空发动机典型任务剖面的振动量值，从而将振动量值作为上述分析软件的输入。
S102、计算成附件产品振动疲劳加速因子。
具体地，可以在分析软件中设定成附件产品材料特征参数和边界条件，从而计算成附件产品在不同振动量值条件下的疲劳寿命，再对疲劳寿命取对数后进行最小二乘数据拟合(振动量值和循环次数)，获得拟合方程，最后以得到成附件产品振动疲劳加速因子(斜率即为振动疲劳加速因子)。进一步地，本实施例中，是通过matlab软件进行数据拟合。
S103、计算典型任务剖面的工作时间。
具体地，典型任务剖面的工作时间通过如下公式(1)计算得到：
Ti＝Ts×Ri (1)；
其中，TS为产品全寿命周期时间，单位为小时；Ti(i＝1，2，3，4，…m)为每个任务剖面持续的时间，单位为小时；Ri为各任务剖面持续时间所占全寿命的比例，单位为百分比。
S104、计算典型任务剖面的加速等效时间。
具体地，依据振动疲劳损伤的等效加速公式(2)，对低振动量值的任务剖面和持续时间等效换算成最大振动量值任务剖面下的加速等效持续时间；
其中，Ti等效为低量值任务剖面等效后的持续时间；Grms-i为典型任务剖面i的振动量值，单位为g；Grms-max为典型任务剖面的最大振动量值，单位为g；K为成附件产品振动疲劳加速因子。
S105、计算等效总时间以及获取典型任务剖面等效过程中的最大加速因子。
具体地，按照公式(3)计算全生命周期工作时间TS等效为最大振动量值任务剖面条件下的等效总时间T总等效；其中，最大加速因子的确定为各典型任务剖面等效过程中使用的最大加速因子；
S106、计算成附件产品剩余加速因子。
具体地，成附件产品剩余加速因子通过如下公式(4)计算得到：
S107、计算成附件产品最终的振动耐久试验等效时间(T最终等效)和振动量值(Grms最终)。
具体地，成附件产品最终的振动耐久试验等效时间以及振动量值分别通过如下公式(5)、(6)计算得到：
Grms最终＝Grms-max×K剩余加速因子 (6)。
下面将以一个具体实例对本申请的航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法作进一步详细说明。
S101、获取航空发动机典型任务剖面的振动量值；根据发动机振动环境测量数据和任务剖面中各典型工作状态的比例，如表1；计算发动机不同任务剖面的振动量值如表2；
表1任务剖面各工况组成及比例
表2各任务剖面振动量值(总均方根值)
S102、计算成附件产品振动疲劳加速因子。
应用MSC.Fatigue疲劳分析软件，计算某传感器不同振动量值条件下的产品的疲劳寿命，计算结果见表3；采用Matlab软件对表3中的数据取对数后进行最小二乘数据拟合，见图2，斜率即为产品的加速因子，从而确定加速因子为5.6，即K＝5.6。
表3某传感器振动疲劳寿命计算结果
振动量值(g) 疲劳寿命(次数)
13.8 1.7×10<sup>6</sup>
13.5 1.9×10<sup>6</sup>
15.6 7.63×10<sup>5</sup>
14.8 1.05×10<sup>6</sup>
17.4 4.75×10<sup>5</sup>
13.9 1.60×10<sup>6</sup>
S103、计算典型任务剖面的工作时间。
按照上述公式(1)计算发动机各任务剖面的持续时间，计算结果见表4。
表4某传感器振动疲劳寿命计算结果
S104、计算典型任务剖面的加速等效时间。
按照上述公式(2)将任务剖面一、二、三、四和六的持续时间等效为剖面五的持续时间，计算结果见表5。
表5典型任务剖面等效时间计算结果
S105、计算等效总时间以及获取典型任务剖面等效过程中的最大加速因子。
按照上述公式(3)计算等效总时间为1621.4小时。其含义是在总均方根值为17.4g的振动条件下试验时间为1621.4小时，等效于该产品在5000飞行小时寿命期的振动损伤。从表5中可以看出，各任务剖面等效过程中换算时使用的最大加速因子为K典型任务剖面等效过程中的最大加速因子＝1.29。
S106、计算成附件产品剩余加速因子
按照上述公式(4)计算获得剩余加速因子为1.764；具体地：
S107、计算成附件产品最终的振动耐久试验等效时间和振动量值。
按照上述公式(5)和公式(6)的计算振动耐久试验的最终等效时间和最终的振动量值分别为67.5小时和30.7g，其含义是在总均方根值为30.7g的振动量值下试验时间为67.5小时，等效于该产品在5000飞行小时寿命期的振动损伤；具体为：
Grms最终＝Grms-max×K剩余加速因子＝17.4×1.764＝30.7g。
本申请的航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法，通过建立发动机成附件振动耐久试验时间计算方法的工作流程，具有广泛的适用性；另外，实现了振动耐久试验时间科学合理的计算，解决了传统方法不科学、不合理的问题；并且，实现对产品抗疲劳能力的有效验证，为成附件产品的设计和改进提供了技术支撑；进一步，完善了成附件振动耐久试验的方法，提高了振动耐久试验的有效性。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法，其特征在于，包括：
获取航空发动机典型任务剖面的振动量值；
计算成附件产品振动疲劳加速因子；
计算典型任务剖面的工作时间；
计算典型任务剖面的加速等效时间；
计算等效总时间以及获取典型任务剖面等效过程中的最大加速因子；
计算成附件产品剩余加速因子；
计算成附件产品最终的振动耐久试验等效时间和振动量值。
2.根据权利要求1所述的计算方法，其特征在于，在所述计算成附件产品振动疲劳加速因子步骤包括：
计算成附件产品在不同振动量值条件下的疲劳寿命，再对疲劳寿命取对数后进行最小二乘数据拟合，以得到成附件产品振动疲劳加速因子。
3.根据权利要求2所述的计算方法，其特征在于，所述典型任务剖面的工作时间通过如下公式(1)计算得到：
Ti＝TS×Ri (1)；
其中，TS为产品全寿命周期时间，单位为小时；Ti(i＝1，2，3，4，…m)为每个任务剖面持续的时间，单位为小时；Ri为各任务剖面持续时间所占全寿命的比例，单位为百分比。
4.根据权利要求3所述的计算方法，其特征在于，所述典型任务剖面的加速等效时间通过如下公式(2)计算得到：
其中，Ti等效为低量值任务剖面等效后的持续时间；Grms-i为典型任务剖面i的振动量值，单位为g；Grms-max为典型任务剖面的最大振动量值，单位为g；K为成附件产品振动疲劳加速因子。
5.根据权利要求4所述的计算方法，其特征在于，所述等效总时间通过如下公式(3)计算得到：
6.根据权利要求5所述的计算方法，其特征在于，所述成附件产品剩余加速因子通过如下公式(4)计算得到：
7.根据权利要求6所述的计算方法，其特征在于，所述成附件产品最终的振动耐久试验等效时间以及振动量值分别通过如下公式(5)、(6)计算得到：
Grms最终＝Grms-max×K剩余加速因子 (6)。
8.根据权利要求1所述的计算方法，其特征在于，在所述获取航空发动机典型任务剖面的振动量值步骤之前还包括：
获取航空发动机典型任务剖面的振动量值。
9.根据权利要求2所述的计算方法，其特征在于，在所述计算成附件产品在不同振动量值条件下的疲劳寿命步骤之前还包括：
设定成附件产品材料特征参数和边界条件。
10.根据权利要求9所述的计算方法，其特征在于，在所述对疲劳寿命取对数后进行最小二乘数据拟合步骤中，是通过matlab软件进行数据拟合。
CN201910544849.8A 2019-06-21 2019-06-21 一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法 Active CN110263443B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910544849.8A CN110263443B (zh) 2019-06-21 2019-06-21 一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910544849.8A CN110263443B (zh) 2019-06-21 2019-06-21 一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110263443A true CN110263443A (zh) 2019-09-20
CN110263443B CN110263443B (zh) 2022-12-20

Family

ID=67920454

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910544849.8A Active CN110263443B (zh) 2019-06-21 2019-06-21 一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110263443B (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114705442A (zh) * 2022-06-06 2022-07-05 江铃汽车股份有限公司 一种汽车发动机综合疲劳耐久试验方法
CN115372182A (zh) * 2022-07-29 2022-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机用聚四氟乙烯软管加速寿命试验方法
CN115372182B (zh) * 2022-07-29 2024-05-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机用聚四氟乙烯软管加速寿命试验方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5767406A (en) * 1996-09-30 1998-06-16 Ford Motor Company Method to specify random vibration tests for product durability validation
CN1490527A (zh) * 2002-09-27 2004-04-21 ��ʽ���綫֥ 制造装置及旋转机的寿命预测方法
CN104713730A (zh) * 2015-01-29 2015-06-17 西北工业大学 一种根据振动信号确定飞机发动机退化率的方法
CN105572498A (zh) * 2015-12-11 2016-05-11 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种电子产品可靠性加速试验方法
CN105987823A (zh) * 2016-06-17 2016-10-05 熊猫电子集团有限公司 通信装备基于振动应力变换的加速试验方法
CN108333208A (zh) * 2018-01-22 2018-07-27 航天科工防御技术研究试验中心 一种整机级产品贮存寿命加速试验方法
CN108363850A (zh) * 2018-01-31 2018-08-03 中国航发动力股份有限公司 一种发动机受感部振动环境分析与试验载荷确定方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5767406A (en) * 1996-09-30 1998-06-16 Ford Motor Company Method to specify random vibration tests for product durability validation
CN1490527A (zh) * 2002-09-27 2004-04-21 ��ʽ���綫֥ 制造装置及旋转机的寿命预测方法
CN104713730A (zh) * 2015-01-29 2015-06-17 西北工业大学 一种根据振动信号确定飞机发动机退化率的方法
CN105572498A (zh) * 2015-12-11 2016-05-11 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种电子产品可靠性加速试验方法
CN105987823A (zh) * 2016-06-17 2016-10-05 熊猫电子集团有限公司 通信装备基于振动应力变换的加速试验方法
CN108333208A (zh) * 2018-01-22 2018-07-27 航天科工防御技术研究试验中心 一种整机级产品贮存寿命加速试验方法
CN108363850A (zh) * 2018-01-31 2018-08-03 中国航发动力股份有限公司 一种发动机受感部振动环境分析与试验载荷确定方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王志会等: "航空发动机转速传感器振动试验载荷确定及应用", 《航空发动机》 *
王桂华等: "航空发动机可靠性试验方法研究", 《航空发动机》 *
王桂华等: "航空发动机成附件振动环境试验剖面确定方法研究", 《推进技术》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114705442A (zh) * 2022-06-06 2022-07-05 江铃汽车股份有限公司 一种汽车发动机综合疲劳耐久试验方法
CN114705442B (zh) * 2022-06-06 2022-08-19 江铃汽车股份有限公司 一种汽车发动机综合疲劳耐久试验方法
CN115372182A (zh) * 2022-07-29 2022-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机用聚四氟乙烯软管加速寿命试验方法
CN115372182B (zh) * 2022-07-29 2024-05-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机用聚四氟乙烯软管加速寿命试验方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN110263443B (zh) 2022-12-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105067712B (zh) 复合材料结构的损伤监测方法、装置和系统
WO2011029439A1 (de) Modellbasiertes verfahren zur zustandsüberwachung von rotorblättern
CN107226218B (zh) 飞机刹车系统综合应力的试验方法
EP2202575A3 (en) Vibrating device and image equipment having the same
CN110263443A (zh) 一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法
CN106556501A (zh) 基于疲劳损伤等效分析的多轴振动试验条件裁剪方法
Morton Modal balancing of flexible shafts without trial weights
DE102007016369A1 (de) Verfahren zur Ermittlung der Schaufelverstimmung bei Laufrädern in Integralbauweise
EP2202573A3 (en) Vibrating device and image equipment having the same
EP2202572A3 (en) Vibrating device and image equipment having the same
CN107368630A (zh) 一种获取耦合损耗因子的数值方法
CN105487970B (zh) 一种界面展示方法及装置
CN109274345A (zh) 一种信号处理方法、装置和系统
Szczepanik et al. Crack initiation of rotor blades in the first stage of SO-3 compressor
Masrur et al. Constant-time admission control for partitioned EDF
CN106777730A (zh) 一种可靠性综合应力条件的制定方法
CN104634445A (zh) 一种双转子航空发动机时变振动贡献量检测方法及系统
Sih et al. Dynamic analysis of cracked plates in bending and extension
CN107764494A (zh) 连接件的振动寿命测试方法
Mohammadnejad et al. Dynamic response analysis of tall buildings under axial force effects
CN106441765A (zh) 一种根据最大应力等效的三轴振动试验条件制定方法
CN108846234A (zh) 一种吊舱试飞振动监控方法
CN109376449B (zh) 直升机机体振动水平评价方法及装置
Kamthe et al. Stochastic approach to scheduling multiple divisible tasks on a heterogeneous distributed computing system
JP2004332319A (ja) 起振診断に基づく耐震補強方法

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
CB03 Change of inventor or designer information

Inventor after: Liu Hainian

Inventor after: Wang Yi

Inventor after: Wu Xin

Inventor after: Wang Zhihui

Inventor after: Zhang Sheng

Inventor after: Tian Huiqing

Inventor before: Liu Hainian

Inventor before: Wu Xin

Inventor before: Wang Zhihui

Inventor before: Zhang Sheng

Inventor before: Tian Huiqing

CB03 Change of inventor or designer information
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant