CN111927636A - 一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法 - Google Patents

一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111927636A
CN111927636A CN202010764641.XA CN202010764641A CN111927636A CN 111927636 A CN111927636 A CN 111927636A CN 202010764641 A CN202010764641 A CN 202010764641A CN 111927636 A CN111927636 A CN 111927636A
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine
engine
temperature
fuel flow
electronic controller
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
Application number
CN202010764641.XA
Other languages
English (en)
Inventor
李宇飞
马融
王光卫
陶尧
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 Guiyang Engine Design Research Institute
Original Assignee
AECC Guiyang Engine Design 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 Guiyang Engine Design Research Institute filed Critical AECC Guiyang Engine Design Research Institute
Priority to CN202010764641.XA priority Critical patent/CN111927636A/zh
Publication of CN111927636A publication Critical patent/CN111927636A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

本发明属于航空发动机控制技术领域，公开了一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法，计算得出发动机起动过程中的涡轮后温度极限值、最大增速以及确定限制方法投入使用的涡轮后温度阈值，然后根据采集的发动机涡轮后温度计算发动机涡轮后温度增速，判定进行限制后，利用涡轮后温度、涡轮后温度增速、最大增速和极限温度，通过PID算法计算出限制燃油流量，并与计划燃油流量进行比较得到输出燃油流量。本发明能够准确识别发动机起动过程超温、热悬挂的故障特征，在故障出现症候时即投入使用，有效保障了发动机涡轮前温度不超过限制，同时可降低热悬挂故障发生的概率，提高发动机起动成功率。本发明的方法可以适用在发动机起动包线范围内。

Description

一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法
技术领域
本发明属于航空发动机控制技术领域，涉及一种航空发动机涡轮温度控制方法，具体涉及一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法。
背景技术
航空发动机起动过程中易出现超温、热悬挂故障，起动超温和热悬挂故障均发生于起动点火之后。若燃烧室出现富油燃烧，易导致涡轮前总温上升过快，从而超过发动机最大温度限制，出现超温故障；若供油时机提前，导致点火瞬间油气比过大，涡轮前温度上升过快，此时继续增大供油，导致高压转子剩余功率不足，核心机转速无法达到慢车转速，出现起动热悬挂故障。其中起动超温故障对发动机危害极大，会导致热端部件的寿命大大缩短，严重时甚至会烧蚀、损毁发动机。因此在发动机起动过程中必须设计合理的涡轮前温度限制计划，由于涡轮前温度不可测量，一般采用涡轮后温度限制计划进行限制。
现有航空发动机起动过程涡轮后温度限制计划通常仅限制最大涡轮后温度，该计划在涡轮后温度即将达到限制温度时才投入使用，而发动机起动超温的故障特征为涡轮后温度上升幅值很大，该限制计划存在使发动机超温风险；此外发动机热悬挂故障涡轮后温度往往不会达到限制温度，该限制计划对起动热悬挂故障不能产生作用。
专利CN201410751451.9一种实现燃气轮器起动过程中燃料实施控制方法及装置，在燃气轮机起动过程中增加了燃料质量流量计、压气机测速传感器、排气端温度传感器，通过实时检测和调整燃料量实现燃气轮机起动过程中的燃料实时闭环控制，其使用当前温度与要求温度的差值控制燃油，但是不能避免会产生喘振或热悬挂现象。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法，在发动机涡轮后温度大幅上升或即将超限时减小主燃烧室燃油流量，保证发动机在起动过程中的温度限制需求，同时兼顾发动机起动过程降低热悬挂故障发生概率的需求。
本发明的技术方案是：一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法，包括以下步骤：
步骤一、计算得出发动机起动过程中的涡轮后温度极限值Tt5max、最大增速Tt5dotmax、以及确定限制方法投入使用的涡轮后温度阈值Tt5in；
步骤二、将极限值Tt5max、最大增速Tt5dotmax和阈值Tt5in输入到航空发动机的电子控制器中；
步骤三、航空发动机起动后，电子控制器实时采集发动机涡轮后温度Tt5，并计算发动机涡轮后温度增速Tt5dot，并判断航空发动机是否在起动状态；
步骤四、当电子控制器判断航空发动机在起动状态时，电子控制器判断发动机涡轮后温度Tt5是否大于阈值Tt5in，若判断Tt5大于Tt5in，则进入步骤五，否则重复步骤三和步骤四；
步骤五、电子控制器利用涡轮后温度Tt5、涡轮后温度增速Tt5dot、最大增速Tt5dotmax、极限值Tt5max，通过PID算法计算出限制燃油流量，并与计划燃油流量进行比较得到输出燃油流量。
进一步的，步骤一中，根据发动机数学模型及本身特点计算得出发动机起动过程中的涡轮后温度极限值Tt5max和最大增速Tt5dotmax。
进一步的，步骤一中，根据发动机点火成功后的涡轮后温度确定限制方法投入使用的涡轮后温度阈值Tt5in。该涡轮后温度阈值Tt5in是点火成功后的涡轮后温度，用来确定点火成功。
进一步的，步骤五中，电子控制器利用涡轮后温度Tt5和极限值Tt5max，通过PID算法计算出第一限制燃油流量。
进一步的，步骤五中，电子控制器利用涡轮后温度增速Tt5dot、最大增速Tt5dotmax，通过PID算法计算出第二限制燃油流量。
进一步的，步骤五中，电子控制器比较第一限制燃油流量和第二限制燃油流量，选出较低的限制燃油流量与计划燃油流量比较。
进一步的，步骤五中，电子控制器将第一限制燃油流量或第二限制燃油流量与计划燃油流量进行比较，选出较低的限制燃油流量作为航空发动机的燃油流量进入主燃烧室。
进一步的，步骤三中，为了去除Tt5采集过程中的毛刺和跳变，电子控制器对Tt5dot进行数字滤波。
本发明的优点是：与现有技术相比，本发明能够准确识别发动机起动过程超温、热悬挂的故障特征，在故障出现症候时即投入使用，有效保障了发动机涡轮前温度不超过限制，同时可降低热悬挂故障发生的概率，提高发动机起动成功率。本发明的方法可以适用在发动机起动包线范围内。
附图说明
图1是本发明的限制方法流程示意图；
图2是本发明实施例的某型航空发动机起动过程参数变化曲线图。
具体实施方式
本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。
一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法，包括以下步骤：
步骤一、计算得出发动机起动过程中的涡轮后温度极限值Tt5max、最大增速Tt5dotmax、以及确定限制方法投入使用的涡轮后温度阈值Tt5in；
步骤二、将极限值Tt5max、最大增速Tt5dotmax和阈值Tt5in输入到航空发动机的电子控制器中；
步骤三、航空发动机起动后，电子控制器实时采集发动机涡轮后温度Tt5，并计算发动机涡轮后温度增速Tt5dot，并判断航空发动机是否在起动状态；
步骤四、当电子控制器判断航空发动机在起动状态时，电子控制器判断发动机涡轮后温度Tt5是否大于阈值Tt5in，若判断Tt5大于Tt5in，则进入步骤五，否则重复步骤三和步骤四；
步骤五、电子控制器利用涡轮后温度Tt5、涡轮后温度增速Tt5dot、最大增速Tt5dotmax、极限值Tt5max，通过PID算法计算出限制燃油流量，并与计划燃油流量进行比较得到输出燃油流量。
步骤一中，根据发动机数学模型及本身特点计算得出发动机起动过程中的涡轮后温度极限值Tt5max和最大增速Tt5dotmax。根据发动机点火成功后的涡轮后温度确定限制方法投入使用的涡轮后温度阈值Tt5in。该涡轮后温度阈值Tt5in是点火成功后的涡轮后温度，用来确定点火成功。
步骤三中，为了去除Tt5采集过程中的毛刺和跳变，电子控制器对Tt5dot进行数字滤波。
步骤五中，电子控制器利用涡轮后温度Tt5和极限值Tt5max，通过PID算法计算出第一限制燃油流量。电子控制器利用涡轮后温度增速Tt5dot、最大增速Tt5dotmax，通过PID算法计算出第二限制燃油流量。电子控制器比较第一限制燃油流量和第二限制燃油流量，选出较低的限制燃油流量与计划燃油流量比较。电子控制器将第一限制燃油流量或第二限制燃油流量与计划燃油流量进行比较，选出较低的限制燃油流量作为航空发动机的燃油流量进入主燃烧室。
下面结合附图说明本发明另一个实施例。
1、根据发动机数学模型及本身特点，计算得出发动机起动过程中的涡轮后温度极限值Tt5max、最大增速Tt5dotmax，同时根据发动机点火成功后的涡轮后温度确定本限制方法投入使用的涡轮后温度阈值Tt5in；
2、利用电子控制器设定本限制方法投入使用的涡轮后温度阈值Tt5in、最大增速Tt5dotmax、极限值Tt5max；
3、电子控制器采集发动机涡轮后温度Tt5，并计算发动机涡轮后温度增速Tt5dot；
4、电子控制器判断发动机是否在起动状态；
5、发动机在起动状态时，电子控制器判断涡轮后温度是否达到本限制方法投入使用的阈值Tt5in。当Tt5大于等于Tt5in时，本限制方法投入使用，否则本限制方法不投入使用；
6、本限制方法投入使用时，电子控制器利用涡轮后温度Tt5、涡轮后温度增速Tt5dot、最大增速Tt5dotmax、极限值Tt5max，通过PID算法计算出限制燃油流量，并与计划燃油流量进行低选得到输出燃油流量。同时电子控制器根据输出燃油流量控制主燃油控制装置计量活门位置，以控制进入主燃烧室的实际燃油流量，控制框图见图1。
下面是本发明再一个实施例。
以某型航空发动机为例，说明本限制方法在工程中的实施，并验证该方法的可靠性。
1、根据某型发动机数学模型及本身特点，计算得出发动机起动过程中的涡轮后温度极限值Tt5max、最大增速Tt5dotmax，同时根据发动机点火成功后的涡轮后温度确定本限制方法投入使用的涡轮后温度阈值Tt5in；
2、利用电子控制器设定本限制方法投入使用的涡轮后温度阈值Tt5in、最大增速Tt5dotmax、极限值Tt5max；
3、电子控制器采集发动机涡轮后温度Tt5，并计算发动机涡轮后温度增速Tt5dot，同时为了去除Tt5采集过程中的毛刺和跳变，对Tt5dot进行数字滤波，处理后的Tt5dot为：
Tt5dot＝[h0×Tt5(j)+h1×Tt5(j-1)+h2×Tt5(j-2)+h3
×Tt5(j-3)+h2×Tt5(j-4)+h1×Tt5(j-5)+h0
×Tt5(j-6)]-[h0×Tt5(j-2)+h1×Tt5(j-3)+h2
×Tt5(j-4)+h3×Tt5(j-5)+h2×Tt5(j-6)+h1
×Tt5(j-7)+h0×Tt5(j-8)]/(1.6×T0)
其中T0为控制周期，h0、h1、h2、h3为相关系数。
4、电子控制器判断发动机是否存在标识“起动正在进行”，同时判断当前Tt5是否大于Tt5in，当存在标识“起动正在进行”且Tt5大于Tt5in时，本限制方法投入使用；
5、当本限制方法投入使用时，电子控制器利用涡轮后温度Tt5、涡轮后温度增速Tt5dot、最大增速Tt5dotmax、极限值Tt5max，通过PID算法计算出限制燃油流量，并与计划燃油流量进行低选得到输出燃油流量。同时电子控制器根据输出燃油流量控制主燃油控制装置计量活门位置，以控制进入主燃烧室的实际燃油流量，本限制方法在在某型发动机起动过程中作用效果见图2。

Claims (8)

1.一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、计算得出发动机起动过程中的涡轮后温度极限值Tt5max、最大增速Tt5dotmax、以及确定限制方法投入使用的涡轮后温度阈值Tt5in；
步骤二、将极限值Tt5max、最大增速Tt5dotmax和阈值Tt5in输入到航空发动机的电子控制器中；
步骤三、航空发动机起动后，电子控制器实时采集发动机涡轮后温度Tt5，并计算发动机涡轮后温度增速Tt5dot，并判断航空发动机是否在起动状态；
步骤四、当电子控制器判断航空发动机在起动状态时，电子控制器判断发动机涡轮后温度Tt5是否大于阈值Tt5in，若判断Tt5大于Tt5in，则进入步骤五，否则重复步骤三和步骤四；
步骤五、电子控制器利用涡轮后温度Tt5、涡轮后温度增速Tt5dot、最大增速Tt5dotmax、极限值Tt5max，通过PID算法计算出限制燃油流量，并与计划燃油流量进行比较得到输出燃油流量。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法，其特征在于，所述的步骤一中，根据发动机数学模型及本身特点计算得出发动机起动过程中的涡轮后温度极限值Tt5max和最大增速Tt5dotmax。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法，其特征在于，所述的步骤一中，根据发动机点火成功后的涡轮后温度确定限制方法投入使用的涡轮后温度阈值Tt5in。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法，其特征在于，所述的步骤五中，电子控制器利用涡轮后温度Tt5和极限值Tt5max，通过PID算法计算出第一限制燃油流量。
5.根据权利要求4所述的一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法，其特征在于，所述的步骤五中，电子控制器利用涡轮后温度增速Tt5dot、最大增速Tt5dotmax，通过PID算法计算出第二限制燃油流量。
6.根据权利要求5所述的一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法，其特征在于，所述的步骤五中，电子控制器比较第一限制燃油流量和第二限制燃油流量，选出较低的限制燃油流量与计划燃油流量比较。
7.根据权利要求6所述的一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法，其特征在于，所述的步骤五中，电子控制器将第一限制燃油流量或第二限制燃油流量与计划燃油流量进行比较，选出较低的限制燃油流量作为航空发动机的燃油流量进入主燃烧室。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法，其特征在于，所述的步骤三中，为了去除Tt5采集过程中的毛刺和跳变，电子控制器对Tt5dot进行数字滤波。
CN202010764641.XA 2020-07-31 2020-07-31 一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法 Pending CN111927636A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010764641.XA CN111927636A (zh) 2020-07-31 2020-07-31 一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010764641.XA CN111927636A (zh) 2020-07-31 2020-07-31 一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111927636A true CN111927636A (zh) 2020-11-13

Family

ID=73315966

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010764641.XA Pending CN111927636A (zh) 2020-07-31 2020-07-31 一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111927636A (zh)

Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1328356A (en) * 1969-10-27 1973-08-30 Gen Electric Temperature rate control for a gas turbine
JPS63183230A (ja) * 1987-01-26 1988-07-28 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼温度制御方法
JPH01224413A (ja) * 1988-03-04 1989-09-07 Hitachi Ltd ガスタービン燃料制御装置
US5103629A (en) * 1989-11-20 1992-04-14 Westinghouse Electric Corp. Gas turbine control system having optimized ignition air flow control
US5252860A (en) * 1989-12-11 1993-10-12 Westinghouse Electric Corp. Gas turbine control system having maximum instantaneous load-pickup limiter
JPH0783074A (ja) * 1993-09-16 1995-03-28 Toshiba Corp ガスタービン制御装置
JPH09250362A (ja) * 1996-03-18 1997-09-22 Toshiba Corp ガスタービン燃焼監視装置
US20060042258A1 (en) * 2004-08-27 2006-03-02 Siemens Westinghouse Power Corporation Method of controlling a power generation system
US20070051109A1 (en) * 2005-09-08 2007-03-08 Takashi Sonoda Fuel-flow-rate control device, power generation system, and method for controlling fuel flow rate
CN101493048A (zh) * 2008-06-07 2009-07-29 中国人民解放军空军第一航空学院 航空涡轮风扇发动机离机状态下的起动控制方法
CN101806251A (zh) * 2010-03-25 2010-08-18 北京航空航天大学 一种微型燃气轮机的起动控制装置以及起动控制方法
US20150176437A1 (en) * 2013-12-25 2015-06-25 Kabushiki Kaisha Toshiba Controlling apparatus and starting method
CN104806359A (zh) * 2014-01-24 2015-07-29 斗山重工业株式会社 启动时燃气涡轮的控制方法及其控制装置
US20160123232A1 (en) * 2014-11-04 2016-05-05 Unison Industries, Llc Method and system for turbine engine temperature regulation
CN105822434A (zh) * 2016-05-10 2016-08-03 中国科学院工程热物理研究所 一种防止燃气轮机起动过程冷热悬挂的装置与优化控制方法
CN107304689A (zh) * 2016-04-22 2017-10-31 北京澳尔金石油技术开发有限公司 一种燃气轮机及其整个联合循环机组温度调节装置及方法
CN110469368A (zh) * 2019-08-02 2019-11-19 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种涡轮转子叶片

Patent Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1328356A (en) * 1969-10-27 1973-08-30 Gen Electric Temperature rate control for a gas turbine
JPS63183230A (ja) * 1987-01-26 1988-07-28 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼温度制御方法
JPH01224413A (ja) * 1988-03-04 1989-09-07 Hitachi Ltd ガスタービン燃料制御装置
US5103629A (en) * 1989-11-20 1992-04-14 Westinghouse Electric Corp. Gas turbine control system having optimized ignition air flow control
US5252860A (en) * 1989-12-11 1993-10-12 Westinghouse Electric Corp. Gas turbine control system having maximum instantaneous load-pickup limiter
JPH0783074A (ja) * 1993-09-16 1995-03-28 Toshiba Corp ガスタービン制御装置
JPH09250362A (ja) * 1996-03-18 1997-09-22 Toshiba Corp ガスタービン燃焼監視装置
US20060042258A1 (en) * 2004-08-27 2006-03-02 Siemens Westinghouse Power Corporation Method of controlling a power generation system
US20070051109A1 (en) * 2005-09-08 2007-03-08 Takashi Sonoda Fuel-flow-rate control device, power generation system, and method for controlling fuel flow rate
CN101493048A (zh) * 2008-06-07 2009-07-29 中国人民解放军空军第一航空学院 航空涡轮风扇发动机离机状态下的起动控制方法
CN101806251A (zh) * 2010-03-25 2010-08-18 北京航空航天大学 一种微型燃气轮机的起动控制装置以及起动控制方法
US20150176437A1 (en) * 2013-12-25 2015-06-25 Kabushiki Kaisha Toshiba Controlling apparatus and starting method
CN104806359A (zh) * 2014-01-24 2015-07-29 斗山重工业株式会社 启动时燃气涡轮的控制方法及其控制装置
US20160123232A1 (en) * 2014-11-04 2016-05-05 Unison Industries, Llc Method and system for turbine engine temperature regulation
CN107304689A (zh) * 2016-04-22 2017-10-31 北京澳尔金石油技术开发有限公司 一种燃气轮机及其整个联合循环机组温度调节装置及方法
CN105822434A (zh) * 2016-05-10 2016-08-03 中国科学院工程热物理研究所 一种防止燃气轮机起动过程冷热悬挂的装置与优化控制方法
CN110469368A (zh) * 2019-08-02 2019-11-19 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种涡轮转子叶片

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
康占祥等: "新型航空发动机测试传感器的发展趋势", 《测控技术》 *
李国鸿: "发动机启动超温和转速悬挂故障自动检测", 《测控技术》 *
陈鹏宇等: "微型燃气轮机非线性建模及控制方法研究", 《2018中国自动化大会(CAC2018)论文集》 *
鲍毅超等: "多级压气机失速起始点预测方法的应用", 《工程热物理学报》 *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110486173B (zh) 一种用于航空发动机热起动供油的修正方法及装置
EP1517026B1 (en) Diesel engine comprising particle filter and particle filter regeneration method
CN102192021B (zh) 用于内燃机的燃料供应控制装置和燃料蒸汽处理方法
EP1632655B1 (en) Regeneration of diesel particulate filter
CN102893003B (zh) 内燃机的控制装置
CA2685514C (en) Method of starting turbine engine from low engine speed
CN103998768B (zh) 点火正时控制装置以及点火正时控制系统
US20130030678A1 (en) Control device for internal combustion engine
CN105822434B (zh) 一种防止燃气轮机起动过程冷热悬挂的装置与方法
CN112177782B (zh) 增压汽油机超级爆震异常燃烧的处理控制方法
US11118518B2 (en) Method and system for aftertreatment control
CN112963226A (zh) 一种dpf主动再生安全控制方法
CN111927636A (zh) 一种航空发动机起动过程涡轮后温度限制方法
EP3150833B1 (en) Diesel engine control device and control method
JP4103665B2 (ja) 排気浄化装置
CN104153899B (zh) 一种确定电控柴油机异常情况下的输出油量的方法
JP5732443B2 (ja) 燃料噴射制御装置
CN101360903B (zh) 用于控制内燃机中的爆震的设备和方法
CN113606050B (zh) 一种船用双燃料油气多点燃气喷射控制系统的实现方法
CN115234381A (zh) 一种发动机可变气门的轨压控制方法及控制系统
JP2017025853A (ja) Ｄｐｆ再生制御方法及びｄｐｆ再生制御装置
JP6327589B2 (ja) ディーゼルエンジンの制御方法及び制御システム
JP4936007B2 (ja) 内燃機関の排気浄化装置
CN115081126B (zh) 一种燃机起动过程全流程参数及部件性能确定方法
CN106368770B (zh) 用于再生车辆的废气过滤器的方法及其系统

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
AD01 Patent right deemed abandoned

Effective date of abandoning: 20230707

AD01 Patent right deemed abandoned