CN113006967B - 一种火箭与前缘突扩凹腔组合的rbcc内流道 - Google Patents

一种火箭与前缘突扩凹腔组合的rbcc内流道 Download PDF

Info

Publication number
CN113006967B
CN113006967B CN202110172574.7A CN202110172574A CN113006967B CN 113006967 B CN113006967 B CN 113006967B CN 202110172574 A CN202110172574 A CN 202110172574A CN 113006967 B CN113006967 B CN 113006967B
Authority
CN
China
Prior art keywords
rocket
cavity
baffle
flow passage
leading edge
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
CN202110172574.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113006967A (zh
Inventor
孙明波
顾瑞
李佩波
蔡尊
姚轶智
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.)
National University of Defense Technology
Original Assignee
National University of Defense Technology
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 National University of Defense Technology filed Critical National University of Defense Technology
Priority to CN202110172574.7A priority Critical patent/CN113006967B/zh
Publication of CN113006967A publication Critical patent/CN113006967A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113006967B publication Critical patent/CN113006967B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/18—Composite ram-jet/rocket engines
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/32—Inducing air flow by fluid jet, e.g. ejector action
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/12—Injection-induction jet engines

Landscapes

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

Abstract

本发明公开了一种火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，所述内流道包括依次相连的进气段、凹腔、扩张段与喷管，所述凹腔为前缘突扩结构，所述凹腔的前缘上设有火箭。其通过将火箭设置在凹腔的前缘上，融合了RBCC发动机引射工作模态以及亚燃工作模态，使得两个模态在内流道结构上获得了统一，尽管内流道结构不变，但是发动机的整个内流过程在不同的模态下是有显著差别的，该内流道的布局大大缩短了发动机的长度，提高了发动机推重比，使得发动机结构更加紧凑。

Description

一种火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道
技术领域
本发明涉及技术领域，具体是一种火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道。
背景技术
RBCC(Rocket-Based Combined Cycle，火箭基组合循环推进系统)发动机引射模态是RBCC发动机的重要工作模态，引射模态在燃烧组织方式上有一种模式是SMC模式，该模式下需燃烧与混合同时进行。在该模式下，由于火箭燃气与空气同时要完成混合与燃烧，在燃烧的作用下会增加流道内的压力，从而影响发动机引射性能，甚至会造成发动机进气道不起动。此外RBCC发动机中，不同的发动机工作模态共用一个内流道，因此给融合设计带来了很大的难度，在保证发动机一个模态性能的同时，也需要考虑其他模态的性能表现，在设计中难度很大。
发明内容
针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，大大缩短了发动机的长度，提高了发动机推重比，使得发动机结构更加紧凑。
为实现上述目的，本发明提供一种火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，所述内流道包括依次相连的进气段、凹腔、扩张段与喷管，所述凹腔为前缘突扩结构，所述凹腔的前缘上设有火箭。
在其中一个实施例中，所述凹腔包括前缘挡板、过渡挡板与尾缘挡板；
所述前缘挡板的首端连接在所述进气段的尾端，所述前缘挡板与所述进气段的来流方向垂直；
所述过渡挡板的首端与所述前缘挡板的尾端相连，所述过渡挡板与所述进气段的来流方向垂直平行；
所述尾缘挡板的首端与所述过渡挡板的尾端相连，所述尾缘挡板的尾端向所述进气段的来流方向偏移后与所述扩张段的首端相连；
所述火箭设在所述前缘挡板上，且所述火箭的喷气口与所述凹腔连通。
在其中一个实施例中，所述内流道为矩形截面内流道，所述前缘挡板为矩形结构；
所述火箭的数量为多个，且多个所述火箭沿与来流方向垂直的方向间隔设在所述前缘挡板上。
在其中一个实施例中，所述内流道为圆形截面内流道，所述前缘挡板为环形结构；
所述火箭的数量为多个，且多个所述火箭沿周向间隔设在所述前缘挡板上。
在其中一个实施例中，所述过渡挡板上靠近所述前缘挡板的位置设有喷注口。
在其中一个实施例中，所述火箭的喷管出口方向与所述进气段的来流方向之间的夹角为0-5°。
在其中一个实施例中，所述凹腔的长深比为4-10。
在其中一个实施例中，所述凹腔的出口截面面积与入口截面面积之比为1.1-1.8。
在其中一个实施例中，所述扩张段的当量扩张角度为1-5°。
在其中一个实施例中，所述火箭的当量比为1.1-2。
本发明提供的一种火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，其通过将火箭设置在凹腔的前缘上，融合了RBCC发动机引射工作模态以及亚燃工作模态，使得两个模态在内流道结构上获得了统一，尽管内流道结构不变，但是发动机的整个内流过程在不同的模态下是有显著差别的，该内流道的布局大大缩短了发动机的长度，提高了发动机推重比，使得发动机结构更加紧凑。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明实施例中RBCC内流道轴对称构型的实施结构示意图；
图2为本发明实施例中RBCC内流道二维构型的实施结构示意图。
附图标号说明：进气段1、凹腔2、前缘挡板201、过渡挡板202、尾缘挡板203、扩张段3、喷管4、火箭5。
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
如图1-2所示一种火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，该内流道包括依次相连的进气段1、凹腔2、扩张段3与喷管4，其中，凹腔2为前缘突扩结构，凹腔2的前缘上设有火箭5，且火箭5的喷气口与凹腔2连通。当发动机处于引射模态下时，火箭5以富燃工况工作，多余的燃油与进气段1的来流空气在凹腔2内进行混合并燃烧。当发动机处于亚燃模态时，火箭5关闭，凹腔2此时是亚燃模态工况的燃烧室，发动机在凹腔2内进行燃烧，同时在扩张段3内形成热力雍塞喉部，随后经过喷管4排入环境大气。在亚燃模态下工作时，在凹腔2上游设置有燃料的喷注口，进行燃料喷注，同时火箭5此时也可以对凹腔2进行适当的燃油补充，以提高燃烧效率。
本实施例中的RBCC内流道通过将火箭5设置在凹腔2的前缘上，融合了RBCC发动机引射工作模态以及亚燃工作模态，使得两个模态在内流道结构上获得了统一，尽管内流道结构不变，但是发动机的整个内流过程在不同的模态下是有显著差别的，该内流道的布局大大缩短了发动机的长度，提高了发动机推重比，使得发动机结构更加紧凑。
具体地，凹腔2包括前缘挡板201、过渡挡板202与尾缘挡板203。其中，前缘挡板201的首端连接在进气段1的尾端，前缘挡板201与进气段1的来流方向垂直；过渡挡板202的首端与前缘挡板201的尾端相连，过渡挡板202与进气段1的来流方向垂直平行；尾缘挡板203的首端与过渡挡板202的尾端相连，尾缘挡板203的尾端向进气段1的来流方向偏移后与扩张段3的首端相连；火箭5设在前缘挡板201上，且火箭5的喷气口穿过前缘挡板201后与凹腔2连通。
本实施例中，RBCC内流道具有二维构型与轴对称构型两种实施方式：
参考图1,即为RBCC内流道轴对称构型的实施方式，该实施方式下的内流道为圆形截面内流道，前缘挡板201为环形结构，凹腔2为环形凹腔2。该实施方式下的火箭5的数量为多个，且多个火箭5沿周向间隔设在前缘挡板201上；在具体实施过程中，轴对称构型的RBCC内流道上火箭5的数量通常为4-16个，也可以直接将火箭5设置成与前缘挡板201对应的环形火箭5。
参考图2,即为RBCC内流道二维构型的实施方式，该实施方式下的内流道为矩形截面内流道，前缘挡板201为矩形结构，凹腔2为单侧凹腔2。该实施方式下的火箭5数量为多个，且多个火箭5沿与来流方向垂直的方向间隔设在前缘挡板201上；在具体实施过程中，二维构型的RBCC内流道上火箭5的数量通常为2-4个。
本实施例中，喷注口设在过渡挡板202上且靠近前缘挡板201的位置。当发动机处于亚燃模态时，火箭5关闭，凹腔2此时是亚燃模态工况的燃烧室，此时则通过过渡挡板202上的喷注口为凹腔2提供燃料，同时火箭5此时也可以对凹腔2进行适当的燃油补充。需要注意的是，在对凹腔2进行燃料喷注的过程中，过渡挡板202上的喷注口起到主要作用，火箭5起到辅助补充作用。
本实施例中，凹腔2的长深比为4-10，优选为6。使得凹腔2的长度尺寸相对较大，进而保证燃烧过程中不会产生较大的压力前传，从而影响进气道内的空气流量。
本实施例中，火箭5的喷管4出口方向与进气段1的来流方向之间的夹角为0-5°；优选地，火箭5的喷管4出口方向与进气段1的来流方向之间的夹角为2°。凹腔2的出口截面面积与入口截面面积之比为1.1-1.8；优选地，凹腔2的出口截面面积与入口截面面积之比为1.5。扩张段3的当量扩张角度为1-5°；优选地，扩张段3的当量扩张角度为3°。火箭5的当量比为1.1-2；优选地，火箭5的当量比为1.5-1.6。发动机在该构型下，可以获得较好的推力性能，若推力需求增加，可以适当的增加出口截面积与入口截面面积之比，随着截面面积之比的增加，扩张段3的当量扩张角度可以适当减小。火箭当量比在此条件下，可以使发动机获得较好的比冲性能，当量比增加，发动机整体比冲性能减小，推力增大。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (8)

1.一种火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，所述内流道包括依次相连的进气段、凹腔、扩张段与喷管，其特征在于，所述凹腔为前缘突扩结构，所述凹腔的前缘上设有火箭；
所述凹腔包括前缘挡板、过渡挡板与尾缘挡板；
所述前缘挡板的首端连接在所述进气段的尾端，所述前缘挡板与所述进气段的来流方向垂直；
所述过渡挡板的首端与所述前缘挡板的尾端相连，所述过渡挡板与所述进气段的来流方向平行；
所述尾缘挡板的首端与所述过渡挡板的尾端相连，所述尾缘挡板的尾端向所述进气段的来流方向偏移后与所述扩张段的首端相连；
所述火箭设在所述前缘挡板上，且所述火箭的喷气口与所述凹腔连通；
所述过渡挡板上靠近所述前缘挡板的位置设有喷注口；
当发动机处于引射模态下时，火箭以富燃工况工作，多余的燃油与进气段的来流空气在凹腔内进行混合并燃烧；
当发动机处于亚燃模态下时，火箭关闭，通过过渡挡板上的喷注口为凹腔提供燃料，同时还通过火箭对凹腔进行燃油补充。
2.根据权利要求1所述火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，其特征在于，所述内流道为矩形截面内流道，所述前缘挡板为矩形结构；
所述火箭的数量为多个，且多个所述火箭沿与来流方向垂直的方向间隔设在所述前缘挡板上。
3.根据权利要求1所述火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，其特征在于，所述内流道为圆形截面内流道，所述前缘挡板为环形结构；
所述火箭的数量为多个，且多个所述火箭沿周向间隔设在所述前缘挡板上。
4.根据权利要求2或3所述火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，其特征在于，所述火箭的喷管出口方向与所述进气段的来流方向之间的夹角为0-5°。
5.根据权利要求1或2或3所述火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，其特征在于，所述凹腔的长深比为4-10。
6.根据权利要求1或2或3所述火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，其特征在于，所述凹腔的出口截面面积与入口截面面积之比为1.1-1.8。
7.根据权利要求1或2或3所述火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，其特征在于，所述扩张段的当量扩张角度为1-5°。
8.根据权利要求1或2或3所述火箭与前缘突扩凹腔组合的RBCC内流道，其特征在于，所述火箭的当量比为1.1-2。
CN202110172574.7A 2021-02-08 2021-02-08 一种火箭与前缘突扩凹腔组合的rbcc内流道 Active CN113006967B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110172574.7A CN113006967B (zh) 2021-02-08 2021-02-08 一种火箭与前缘突扩凹腔组合的rbcc内流道

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110172574.7A CN113006967B (zh) 2021-02-08 2021-02-08 一种火箭与前缘突扩凹腔组合的rbcc内流道

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113006967A CN113006967A (zh) 2021-06-22
CN113006967B true CN113006967B (zh) 2022-04-19

Family

ID=76383850

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110172574.7A Active CN113006967B (zh) 2021-02-08 2021-02-08 一种火箭与前缘突扩凹腔组合的rbcc内流道

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113006967B (zh)

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2218494A (en) * 1988-05-10 1989-11-15 Poudres & Explosifs Ste Nale Propulsion unit
GB2222635A (en) * 1987-10-24 1990-03-14 British Aerospace A propulsion system for an aerospace vehicle
CN102374071A (zh) * 2011-09-15 2012-03-14 西北工业大学 一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机
WO2015146375A1 (ja) * 2014-03-28 2015-10-01 三菱重工業株式会社 ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法
CN105156228A (zh) * 2015-09-29 2015-12-16 清华大学 一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机
CN105180212A (zh) * 2015-09-02 2015-12-23 中国人民解放军国防科学技术大学 超燃冲压发动机燃烧室
CN109139297A (zh) * 2018-07-10 2019-01-04 西北工业大学 一种用于固体火箭超燃冲压发动机组合增强掺混的装置
CN110541773A (zh) * 2019-09-25 2019-12-06 上海交通大学 宽速域冲压发动机燃烧室及其工作方法
CN111594343A (zh) * 2020-05-01 2020-08-28 西北工业大学 一种快速恢复火箭基组合循环发动机进气道再起动的方法
CN111878253A (zh) * 2020-07-31 2020-11-03 中国人民解放军国防科技大学 波瓣式火箭喷嘴以及火箭基组合循环推进系统

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2222635A (en) * 1987-10-24 1990-03-14 British Aerospace A propulsion system for an aerospace vehicle
GB2218494A (en) * 1988-05-10 1989-11-15 Poudres & Explosifs Ste Nale Propulsion unit
CN102374071A (zh) * 2011-09-15 2012-03-14 西北工业大学 一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机
WO2015146375A1 (ja) * 2014-03-28 2015-10-01 三菱重工業株式会社 ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法
CN105180212A (zh) * 2015-09-02 2015-12-23 中国人民解放军国防科学技术大学 超燃冲压发动机燃烧室
CN105156228A (zh) * 2015-09-29 2015-12-16 清华大学 一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机
CN109139297A (zh) * 2018-07-10 2019-01-04 西北工业大学 一种用于固体火箭超燃冲压发动机组合增强掺混的装置
CN110541773A (zh) * 2019-09-25 2019-12-06 上海交通大学 宽速域冲压发动机燃烧室及其工作方法
CN111594343A (zh) * 2020-05-01 2020-08-28 西北工业大学 一种快速恢复火箭基组合循环发动机进气道再起动的方法
CN111878253A (zh) * 2020-07-31 2020-11-03 中国人民解放军国防科技大学 波瓣式火箭喷嘴以及火箭基组合循环推进系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
矩形流道RBCC动力系统推阻特性之思考;张蒙正等;《火箭推进》;20140630;第40卷(第3期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN113006967A (zh) 2021-06-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6295801B1 (en) Fuel injector bar for gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US7225623B2 (en) Trapped vortex cavity afterburner
US6286298B1 (en) Apparatus and method for rich-quench-lean (RQL) concept in a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US7334985B2 (en) Shroud with aero-effective cooling
JP4066241B2 (ja) 逆流防止主スワラーを備えた空気力学的な噴射システム
CN111664022B (zh) 一种燃气引射的旋转爆震冲压发动机燃烧室
CN109028148B (zh) 具有流体二极管结构的旋转爆震燃烧器
RU2379537C2 (ru) Способ улучшения зажигания в форсажном устройстве двухконтурного турбореактивного двигателя и форсажное устройство, реализующее данный способ
CN112682219B (zh) 一种基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机
CN110131074B (zh) 一种双组元空气涡轮火箭推进系统
CN109630315B (zh) 固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心喷注装置
US6981361B2 (en) Methods for operating gas turbine engines
JP5814651B2 (ja) 排気流路に隣接する空洞のエジェクタパージ
CN113006967B (zh) 一种火箭与前缘突扩凹腔组合的rbcc内流道
US7287383B2 (en) Afterburner arrangement
US20100139281A1 (en) Fuel injector arrangment having porous premixing chamber
CN110195881A (zh) 具有旋转爆震燃烧系统的发动机
CN110195654A (zh) 具有旋转爆震燃烧系统的发动机
CN112627983B (zh) 一种rbcc发动机内流道及rbcc发动机
CN112682218B (zh) 一种基于环形增压中心体混合段合流火箭冲压宽速域发动机
CN114777162A (zh) 一种径向供油供气的连续旋转爆震冲压发动机
JPH0893556A (ja) エアターボラムジェットエンジン用ガス発生器
CN112628027B (zh) 应用于rbcc发动机的火箭喷管及rbcc发动机
CN117190236A (zh) 一种用于超声速燃烧稳焰增强的低阻激波发生器
JP2004108595A (ja) ガスタービン燃焼器

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