CN110907125A - 一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法 - Google Patents
一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110907125A CN110907125A CN201811079496.0A CN201811079496A CN110907125A CN 110907125 A CN110907125 A CN 110907125A CN 201811079496 A CN201811079496 A CN 201811079496A CN 110907125 A CN110907125 A CN 110907125A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- nacelle
- injection type
- type nacelle
- support rod
- model
- 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.)
- Pending
Links
Images
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
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
Abstract
本发明公开了一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，在风洞的洞壁转盘上设置有飞行器的半模型，在半模型机翼的短舱挂架处设置有引射式短舱，引射式短舱与半模型机翼不接触，所述引射式短舱与短舱挂架之间的间隙中填充有软质材料；所述引射式短舱通过支架设置在洞壁转盘上，在洞壁转盘的转动下带动半模型与引射式短舱同步转动，获得引射式短舱进排气对飞机的干扰作用力。该方案将引射式短舱及其供气系统与模型分离独立，引射式短舱不与模型接触传力无需进行引射式短舱的静推力测定，该方案采用专用的移动支撑装置将引射式短舱与半模型一同支撑于风洞试验段转盘上，实现了短舱与半模型的同步运动，无需为短舱设计一套复杂的运动和控制机构。
Description
技术领域
本发明涉及风洞试验领域，尤其是一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法。
背景技术
引射式短舱是一种风洞试验中所使用的航空发动机动力模拟装置，通过引入到短舱内的高压气体的引射作用，实现对发动机的进气和排气的模拟。安装有引射式短舱的飞行器模型在进行风洞试验时，可以获得发动机进排气对全机气动特性的影响。
开展半模引射式短舱动力影响试验时，通常的试验方案是将引射式短舱直接安装在机翼上，高压供气管路沿支撑模型的支杆进入模型，在模型内部布置，最后通过短舱挂架引入到引射式短舱内。为了避免高压供气管路对天平测量结果的影响，需要在供气管路经过天平的地方设置空气桥装置。该方案获得的气动力数据需要扣除相应的短舱推力才能够被使用，因此在试验前还需要通过复杂的校准装置对引射式短舱的推力进行准确的标定。
引射式短舱相对于其他发动机动力模拟器，其结构简单，常用于飞行器的选型试验。上述试验方案在应用过程中，存在成本高、试验过程复杂、结果误差风险大的缺点，并且短舱相对于模型的位置变化实现起来较为复杂。因此，需要找出一种能够降低试验成本、简化试验流程、提高试验数据精准度、同时能够容易实现短舱位置变化的试验方案。
发明内容
本发明的目的是基于现有技术的情况下，提出一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，实现对引射式短舱相关的试验目的。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，在风洞的洞壁转盘上设置有飞行器的半模型，在半模型机翼的短舱挂架处设置有引射式短舱，引射式短舱与半模型机翼不接触，所述引射式短舱与短舱挂架之间的间隙中填充有软质材料；
所述引射式短舱通过支架设置在洞壁转盘上，在洞壁转盘的转动下带动半模型与引射式短舱同步转动，获得引射式短舱进排气对飞机的干扰作用力。
在上述技术方案中，所述引射式短舱的支架为空心的支杆，支杆的空心部分为高压气体的通道，支杆的一端空心通道连通到引射式短舱内。
在上述技术方案中，所述支杆的另一端空心通道伸入到洞壁转盘内，与风洞外部的高压气源连通。
在上述技术方案中，所述引射式短舱在支架的带动下与半模型机翼之间的相对位置进行改变。
在上述技术方案中，所述支架包括一个位置驱动机构，和设置在位置驱动机构上的支杆，所述支杆一端连接到引射式短舱上。
在上述技术方案中，所述支杆为空心结构，空心支杆一端用于连通高压气源，另一端连通到引射式短舱内。
在上述技术方案中，所述位置驱动机构具有在横向和纵向两个方向进行调节的功能，驱动机构包括外框和设置在外框内的外螺纹丝杠，通过螺纹啮合在外螺纹丝杠上的内框，内框内设置有内螺纹丝杠，内螺纹丝杠上通过螺纹啮合有滑动导轨和滑块，所述支杆设置在滑块上。
在上述技术方案中，所述外螺纹丝杠与内螺纹丝杠的设置方向为在不同水平面但是垂直正交设置，外螺纹丝杠带动内框横向移动，内螺纹丝杠带动滑块纵向移动。
在上述技术方案中，支杆与位置驱动机构之间设置有通气模块，所述通气模块设置在内框中的滑块和滑轨上，所述通气模块用于连通支杆与外部高压气源
在上述技术方案中，所述支杆上沿着垂直轴线甚至有连接套筒，所述连接套筒内沿着周向设置有定位齿轮，支杆在连接套筒内的外部面设置有与定位齿轮啮合的卡槽，受外力的作用支杆在连接套筒内转动，从而改变引射式短舱与半模型机翼之间的位置关系，并更换不同的短舱挂架，且需要将短舱挂架与引射式短舱之间的间隙用软质材料填充密封。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
该方案将引射式短舱及其供气系统与模型分离独立，避免了在有限的模型空间内布置管路，避免了高压供气管路置于模型内部对半模天平测力试验结果的影响，无需研制相应的空气桥装置和进行繁琐的校准修正，大大降低了引射式短舱的应用难度；
该方案中，引射式短舱不与模型接触传力，无需进行引射式短舱的静推力测定。喷流试验是为了获得短舱喷流对飞行器气动特性的影响，对于引射式短舱直接安装在机翼上获得动力影响量的试验方法，传递到模型上的短舱推力必须在试验结果中扣除，因此在试验开展前需要配套复杂的专用短舱校准装置对短舱推力及气动载荷进行标定。应用本方法，无需考虑短舱推力的影响，大大简化动力模拟试验的程序，同时避免了大量减大量（气动载荷减短舱推力）所带来的结果误差风险，显著提高了试验结果的精准度；
该方案采用专用的移动支撑装置将引射式短舱与半模型一同支撑于风洞试验段转盘上，实现了短舱与半模型的同步运动，无需为短舱设计一套复杂的运动和控制机构；
该方案通过移动支撑装置可以实现短舱与模型间相对位置的变化，在风洞内形成了喷流影响下的短舱位置优化选型试验能力；
该方案使用泡沫对短舱挂架与机翼之间的缝隙进行密封，消除了尾喷流和进气流的引射作用对天平阻力测量结果的影响。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1是本发明实施的结构示意图；
图2是引射式短舱是支撑结构示意图；
其中：1是短舱移动支撑装置外露通气支杆，2是短舱挂架，3是引射式短舱，4是随动密封盖板，5是飞行器半模型，6是风洞转盘，7是通气模块，8是高压气源，9是位置驱动机构，10是高度调节支撑台。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
如图1 所示，飞行器的半模型是固定设置在风洞洞壁转盘上，将引射式短舱与模型的机翼分离设置。为了实现这一目的，考虑到引射式短舱必须要用支撑结构才能固定到相应的位置，而在传统试验中，对于引射式短舱的试验需要单独设计高压气管装置来供气。因此，本发明就将高压气管独立出来，用高压气管来代替引射式短舱的支撑作用。因此设计出通气支杆，通气支杆与引射式短舱内连通，有通气支杆从外部将高压气源提供到引射式短舱内，使得引射式短舱内的发动机工作。所述的通气支杆为刚性结构，支杆沿着其轴线方向是空心结构，一端与引射式短舱内固定连接，另一端连接到位置驱动机构上，有位置驱动机构带动引射式短舱进行位置调节。
如图2所示，是位置驱动机构的结构示意图，在位置驱动机构上设置有通气模块，通气支杆与通气模块连通，而通气模块则与外部高压气源连通，外部的高压气源通过通气模块进入到通气支杆内。位置驱动机构可以在横向和纵向两个方向进行移动，主要通过螺纹丝杠带动。
位置驱动机构包括一个外框和一个内框，外框内设置有外螺纹丝杠，外螺纹丝杠通过螺纹与内框啮合在一起，通过外螺纹丝杠的转动带动内框沿着外螺纹丝杠运动。而内框内设置有内螺纹丝杠，在内螺纹丝杠上通过螺纹啮合有滑块，而在内螺纹丝杠两侧设置有滑轨，通过转动内螺纹丝杠带动滑块沿着内螺纹丝杠移动。内螺纹丝杠与外螺纹丝杠不在同一平面，但两者在水平方向为垂直关系。而通气模块就设置在内框内的滑块和滑轨上，由内螺纹丝杠带动通气支杆和引射式短舱进行位置变动。在位置驱动机构下设置有一个高度调节支撑台，通过更换高度调节支撑台可以调节引射式短舱在垂直方向上相对于机翼的位置。
在试验中，引射式短舱与飞行器半模型之间不直接接触，没有力传递。引射式短舱与模型短舱挂架之间的间隙采用软泡沫进行密封。引射式短舱的位置驱动机构是固定设置在转盘地坑内的，仅装置的通气支杆露于转盘外，地坑通过随动盖板进行密封；通过转动转盘变化模型姿态角时，引射式短舱与半模型同步运动，从而保证试验时两者间的相对位置不变。
当试验需要进行引射式短舱的安装角度变化时，就通过转动连接套筒，从而使得支杆的上部分发生转动，通过定位齿轮与卡槽锁紧定位从而改变支杆的位置关系，也就改变了引射式短舱相对于半模型机翼的位置。当然位置发生变化后需要更换机翼上相应的短舱挂架，并且将短舱挂架与引射式短舱之间的间隙用软泡沫进行再次密封。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。
Claims (10)
1.一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，其特征在于：在风洞的洞壁转盘上设置有飞行器的半模型，在半模型机翼的短舱挂架处设置有引射式短舱，引射式短舱与半模型机翼不接触，所述引射式短舱与短舱挂架之间的间隙中填充有软质材料；
所述引射式短舱通过支架设置在洞壁转盘上，在洞壁转盘的转动下带动半模型与引射式短舱同步转动，获得引射式短舱进排气对飞机的干扰作用力。
2.根据权利要求1所述的一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，其特征在于所述引射式短舱的支架为空心的支杆，支杆的空心部分为高压气体的通道，支杆的一端空心通道连通到引射式短舱内。
3.根据权利要求2所述的一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，其特征在于所述支杆的另一端空心通道伸入到洞壁转盘内，与风洞外部的高压气源连通。
4.根据权利要求1所述的一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，其特征在于所述引射式短舱在支架的带动下与半模型机翼之间的相对位置进行改变。
5.根据权利要求4所述的一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，其特征在于所述支架包括一个位置驱动机构，和设置在位置驱动机构上的支杆，所述支杆一端连接到引射式短舱上。
6.根据权利要求5所述的一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，其特征在于所述支杆为空心结构，空心支杆一端用于连通高压气源，另一端连通到引射式短舱内。
7.根据权利要求5所述的一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，其特征在于所述位置驱动机构具有在横向和纵向两个方向进行调节的功能，驱动机构包括外框和设置在外框内的外螺纹丝杠，通过螺纹啮合在外螺纹丝杠上的内框，内框内设置有内螺纹丝杠，内螺纹丝杠上通过螺纹啮合有滑动导轨和滑块，所述支杆设置在滑块上。
8.根据权利要求7所述的一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，其特征在于所述外螺纹丝杠与内螺纹丝杠的设置方向为在不同水平面但是垂直正交设置，外螺纹丝杠带动内框横向移动，内螺纹丝杠带动滑块纵向移动。
9.根据权利要求5或7所述的一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，其特征在于支杆与位置驱动机构之间设置有通气模块，所述通气模块设置在内框中的滑块和滑轨上，所述通气模块用于连通支杆与外部高压气源。
10.根据权利要求5所述的一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法，其特征在于所述支杆上沿着垂直轴线甚至有连接套筒，所述连接套筒内沿着周向设置有定位齿轮，支杆在连接套筒内的外部面设置有与定位齿轮啮合的卡槽，受外力的作用支杆在连接套筒内转动，从而改变引射式短舱与半模型机翼之间的位置关系，并更换不同的短舱挂架，且需要将短舱挂架与引射式短舱之间的间隙用软质材料填充密封。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811079496.0A CN110907125A (zh) | 2018-09-17 | 2018-09-17 | 一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811079496.0A CN110907125A (zh) | 2018-09-17 | 2018-09-17 | 一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110907125A true CN110907125A (zh) | 2020-03-24 |
Family
ID=69813693
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201811079496.0A Pending CN110907125A (zh) | 2018-09-17 | 2018-09-17 | 一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN110907125A (zh) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111289212A (zh) * | 2020-04-01 | 2020-06-16 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 应用于模型级间动态分离风洞试验的动态分离装置 |
| CN112014063A (zh) * | 2020-11-02 | 2020-12-01 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种用于风洞试验的挂架 |
| CN112326726A (zh) * | 2020-10-30 | 2021-02-05 | 北京临近空间飞行器系统工程研究所 | 一种树脂基复合材料热解引射因子测试装置及方法 |
| CN113252280A (zh) * | 2021-04-20 | 2021-08-13 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种进排气同时模拟的短舱试验装置 |
| RU2755874C1 (ru) * | 2020-11-26 | 2021-09-22 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Аэродинамический стенд для исследования особенностей обтекания многодвигательной силовой установки |
| CN114235324A (zh) * | 2021-09-19 | 2022-03-25 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法 |
| RU2775185C1 (ru) * | 2021-12-13 | 2022-06-28 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Аэродинамический стенд для исследования особенностей обтекания многодвигательной силовой установки при движении летательного аппарата |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2421702C1 (ru) * | 2009-12-10 | 2011-06-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления |
| CN102305699A (zh) * | 2011-05-19 | 2012-01-04 | 北京航空航天大学 | 自由飞模型风洞实验系统 |
| WO2014202881A1 (fr) * | 2013-06-18 | 2014-12-24 | Snecma | Ventilation d'une nacelle de turbomachine |
| CN105021370A (zh) * | 2015-07-30 | 2015-11-04 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 低速高雷诺数风洞半模型测力天平及测力方法 |
| CN105117563A (zh) * | 2015-09-15 | 2015-12-02 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种计算引入航空发动机内引气流量的方法 |
| CN108303227A (zh) * | 2018-02-14 | 2018-07-20 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 静气动弹性风洞试验半模型系统及试验方法 |
-
2018
- 2018-09-17 CN CN201811079496.0A patent/CN110907125A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2421702C1 (ru) * | 2009-12-10 | 2011-06-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления |
| CN102305699A (zh) * | 2011-05-19 | 2012-01-04 | 北京航空航天大学 | 自由飞模型风洞实验系统 |
| WO2014202881A1 (fr) * | 2013-06-18 | 2014-12-24 | Snecma | Ventilation d'une nacelle de turbomachine |
| CN105021370A (zh) * | 2015-07-30 | 2015-11-04 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 低速高雷诺数风洞半模型测力天平及测力方法 |
| CN105117563A (zh) * | 2015-09-15 | 2015-12-02 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种计算引入航空发动机内引气流量的方法 |
| CN108303227A (zh) * | 2018-02-14 | 2018-07-20 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 静气动弹性风洞试验半模型系统及试验方法 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| JOHN GREEN,JÜRGEN QUEST: "A short history of the European Transonic Wind Tunnel ETW", 《PROGRESS IN AEROSPACE SCIENCES》 * |
| 章荣平 等: "低速风洞引射短舱动力模拟技术新进展", 《空气动力学学报》 * |
| 鲁岱晓 等: "发动机喷流影响低速风洞试验研究", 《科技信息》 * |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111289212A (zh) * | 2020-04-01 | 2020-06-16 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 应用于模型级间动态分离风洞试验的动态分离装置 |
| CN111289212B (zh) * | 2020-04-01 | 2024-03-08 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 应用于模型级间动态分离风洞试验的动态分离装置 |
| CN112326726A (zh) * | 2020-10-30 | 2021-02-05 | 北京临近空间飞行器系统工程研究所 | 一种树脂基复合材料热解引射因子测试装置及方法 |
| CN112326726B (zh) * | 2020-10-30 | 2023-12-29 | 北京临近空间飞行器系统工程研究所 | 一种树脂基复合材料热解引射因子测试装置及方法 |
| CN112014063A (zh) * | 2020-11-02 | 2020-12-01 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种用于风洞试验的挂架 |
| RU2755874C1 (ru) * | 2020-11-26 | 2021-09-22 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Аэродинамический стенд для исследования особенностей обтекания многодвигательной силовой установки |
| CN113252280A (zh) * | 2021-04-20 | 2021-08-13 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种进排气同时模拟的短舱试验装置 |
| CN114235324A (zh) * | 2021-09-19 | 2022-03-25 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法 |
| CN114235324B (zh) * | 2021-09-19 | 2024-03-19 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法 |
| RU2775185C1 (ru) * | 2021-12-13 | 2022-06-28 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Аэродинамический стенд для исследования особенностей обтекания многодвигательной силовой установки при движении летательного аппарата |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110907125A (zh) | 一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法 | |
| CN106644365B (zh) | 一种低速风洞推力矢量天平校准装置 | |
| CN108593243B (zh) | 一种直升机组合模型试验装置 | |
| CN102901595B (zh) | 一种舵面铰链力矩测量方法 | |
| CN105043625B (zh) | 应用于固体冲压发动机自由射流试验的推力测量装置 | |
| CN104977148B (zh) | 风洞试验段迎角机构旋转中心的检测装置及方法 | |
| CN103884507B (zh) | 一种磁悬浮轴承静态特性测试装置 | |
| CN107575437B (zh) | 一种航空液压泵及液压管路性能测试实验台 | |
| CN112051027B (zh) | 一种超声速风洞模型两自由度支撑装置 | |
| CN105905320B (zh) | 一种具有偏航随动的主动重力补偿系统 | |
| CN111256938B (zh) | 一种低速风洞洞壁升降随动密封装置 | |
| CN212646038U (zh) | 一种超声速风洞模型两自由度支撑装置 | |
| CN111638033A (zh) | 一种风洞模型支撑干扰测力试验结构装置 | |
| CN110082059A (zh) | 一种新型风洞流场校测机构及使用方法 | |
| CN203811347U (zh) | 高精度天平体轴校准快速复位系统 | |
| CN111571171A (zh) | 一种筒类舱段自动化柔顺装配装置及方法 | |
| CN113654697A (zh) | 一种对接锁驱动组合专用扭矩测量系统及原位校准方法 | |
| CN204240974U (zh) | 一种接触式球径测量仪 | |
| CN114061887B (zh) | 一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置 | |
| CN204758255U (zh) | 风洞试验段迎角机构旋转中心的检测装置 | |
| CN108645591B (zh) | 一种用于跨声速风洞中扁平融合体飞机的v型尾支撑装置 | |
| CN108593251B (zh) | 一种测量槽壁近壁区域流动的探针支撑和移测装置 | |
| CN109655225A (zh) | 一种用于汽车模型流固耦合试验的可调式风洞试验台及试验方法 | |
| CN106767239B (zh) | 一种涡轮盘装配组件叶片安装位置测量装置 | |
| CN110567673B (zh) | 用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验方法 |
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 | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20200324 |