CN113446124B - 一种航空发动机消喘控制方法 - Google Patents

一种航空发动机消喘控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113446124B
CN113446124B CN202110697499.6A CN202110697499A CN113446124B CN 113446124 B CN113446124 B CN 113446124B CN 202110697499 A CN202110697499 A CN 202110697499A CN 113446124 B CN113446124 B CN 113446124B
Authority
CN
China
Prior art keywords
ignition
oil
oil supply
surge
adjustable range
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
CN202110697499.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113446124A (zh
Inventor
郭海红
蔚夺魁
韩文俊
胡晓东
邢洋
唐兰
王军
张丹玲
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 CN202110697499.6A priority Critical patent/CN113446124B/zh
Publication of CN113446124A publication Critical patent/CN113446124A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113446124B publication Critical patent/CN113446124B/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
    • 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
    • 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
    • F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
  • Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)

Abstract

本申请涉及航空发动机领域，具体包括一种航空发动机消喘控制方法，包括，切断主燃烧室供油，退出消喘；设计点火供油控制，使发动机点火成功；退出点火供油，切换至油气比开环供油，恢复到油门对应状态。具有能够对慢车及慢车以下状态进行有效消喘的技术效果。

Description

一种航空发动机消喘控制方法
技术领域
本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机消喘控制方法。
背景技术
消喘操作是发动机发生喘振后执行的一种操作，主要功能为消除发动机由于喘振造成的不稳定状态，随后按照规定的遭遇加速程序恢复到发动机油门杆给定位置的工作状态。该操作过程，发动机利用控制系统将主燃烧供油降低到可维持发动机稳定工作的最小燃油流量，即慢车状态燃油流量。通过减少供油，降低发动机工作状态，同时配合喷口及压气机导叶动作，扩大发动机稳定裕度，消除不稳定状态。
目前的消喘逻辑供油控制为：
根据喘振信号持续时间，执行周期切油，最小切油时间Tmin，最大切油时间Tmax；Tmin、Tmax根据发动机供油需求进行设置。
切油量为从接受到喘振信号当前时刻供油量切到最小燃油流量。
消喘过程，发动机不熄火，不停车。
但如果慢车状态或者空中惯性起动操作发生失速或喘振，则无法继续降低燃油，无法退出喘振，导致发动机超温，飞行员进行空中停车处置。
为解决空中慢车及慢车以下状态消喘不成功的问题，需要提出一种新的消喘供油控制方法。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机消喘控制方法，以解决现有技术中飞机在慢车状态或者空中惯性起动操作发生失速或喘振时，无法退出喘振的问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机消喘控制方法，包括，
切断主燃烧室供油，退出消喘；
设计点火供油控制，使发动机点火成功；
退出点火供油，切换至油气比开环供油，恢复到油门对应状态。
优选地，根据以下方式进行点火供油控制：
Wxcdh＝P31*101.325/PH*α*(1+A)
Wxcdh≤P31*101.325/PH*αmax
其中Wxcdh为点火油量，P31为点火状态燃烧室进口总压，PH为当前状态发动机进口静压，α为燃烧室点火所需油气比，根据部件试验获取，并获取可靠点火的贫油点火边界αmin、富油点火边界αmax，A为修正系数。
优选地，A的设定方法为：如果给定点火成功判断周期内，点火成功，则退出点火供油控制；如果不成功，A取0.1继续执行点火供油控制，给定判断周期内，如判断点火不成功则继续修正取0.2；并依次判断执行，直至点火成功。
优选地，当当Wxcdh大于P31*101.325/PH*αmax时，按照P31*101.325/PH*αmax控制。
优选地，地面消喘点火判断方法为，
当PH＞Pxcdh，T6SL＞M℃，且持续N个周期，判断点火成功；
当PH≤Pxcdh，T6SL＞O℃，且持续P个周期，判断点火成功；
其中PH为发动机舱压，T6SL＝(T6–T6_4)/0.1，T6_4为T6前0.1s值，T6为发动机排气温度，M的可调范围为5-50，N的可调范围为0-20，O的可调范围为1-50，P的可调范围为0-30，Pxcdh的可调范围为40-110kpa。
优选地，空中消喘点火判断方法为，
T6SL＞H℃，且持续I个周期，判断有效；
转速上升率≥J％/s，且持续K个周期，判断有效；
两项中任意一项有效，即可判定点火成功；
其中，T6SL＝(T6–T6_4)/0.1，T6_4为T6前0.1s值，T6为发动机排气温度，H的可调范围为5-80，I的可调范围为0-20，J的可调范围为0-2，K的可调范围为0-20。
优选地，按照以下方式进行油气比开环供油，
Wfacc(t)＝Wfacc(t-1)+(Wfacc,max-Wfacc(t-1))*Δt/T
其中T的可调范围为3-5s，Wfacc,max为常规油气加速比，Wfacc为供油量。
优选地，采用控制系统切断燃烧室供油，切油周期为nΔt，Δt为控制系统计算1周期的时间，执行nΔt后退出切油控制。
一种航空发动机消喘控制系统，包括上述所述的消喘控制方法。
一种航空发动机，包括上述所述的消喘控制系统。
本申请的一种航空发动机消喘控制方法，通过采用先切断发动机的主燃烧室供油，而后再进行点火控制，最后对重新起动的发动机重新供油，恢复至油门对应状态，实现慢车及以下状态的消喘操作。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请实施例一常规加速油气比、点火油气比、点火供油控制曲线示意图；
图2为本申请实施例一整体流程示意图；
图3为本申请实施例一发动机点火的流程示意图；
图4为本申请实施例一退出消喘的流程示意图；
图5为本申请实施例二的整体流程结构示意图。
1、供油切断单元；2、点火供油单元；3、点火判断单元；4、供油控制单元。
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。
实施例一，一种航空发动机消喘控制方法，如图1、图2所示，包括如下步骤：
步骤S100，切断主燃烧室供油，退出消喘；
步骤S200，设计点火供油控制，使发动机点火成功；
步骤S300，退出点火供油，切换至油气比开环供油，恢复到油门对应状态。
在慢车状态或者空中惯性起动操作发生失速或喘振时，先切断主燃烧室供油，以达到可靠消喘，再通过在此对发动机进行点火的方式进行供油控制，再次点火后的发动机能够恢复稳定工作。在飞机的其余状态下，现有技术能够进行有效的消喘控制，在此不再赘述。
同时，1、保证了发动机在全包线内的稳定性；2、降低发动机寿命期内喘振过程中的负荷，有利于减少发动机寿命损耗；3、增加高空左边界消喘有效性。其中高空左边线为飞机处于高于>1km，表速400-500km/h的状态。
常规加速油气比、点火油气比、供油过渡控制要求曲线如图1所示。
其中黑实线为常规加速油气比；图中的长虚线，为本申请中所提出的点火油气比；短虚线为本申请提出的供油过渡控制要求曲线。
如图3所示，优选地，点火供油控制方法包括如下步骤：
步骤S210，接收到消喘完成指令，进行点火供油控制；
步骤S220，获取点火油量、点火状态燃烧室进口总压、当前状态发动机进口静压、燃烧室点火所需油气比、贫油点火边界值、富油点火边界值，进行点火供油；
步骤S230，对点火成功与否进行判断；
步骤S240，点火成功后，退出点火闭环供油控制；
其中，采用以下方式进行点火供油控制：
Wxcdh＝P31*101.325/PH*α*(1+A)
Wxcdh≤P31*101.325/PH*αmax
其中Wxcdh为点火油量，P31为点火状态燃烧室进口总压，为发动机测试参数(kpa)，PH为当前状态发动机进口静压，为发动机测试参数(kpa)，α为燃烧室点火所需油气比(Wf/P31)，根据部件试验获取，并获取可靠点火的贫油点火边界αmin、富油点火边界αmax，A为修正系数。
优选地，A的设定方法为：如果给定点火成功判断周期内，点火成功，则退出点火供油控制；如果不成功，A取0.1继续执行点火供油控制，给定判断周期内，如判断点火不成功则继续修正取0.2；并依次判断执行，直至成功点火。
优选地，当Wxcdh大于P31*101.325/PH*αmax时，按照P31*101.325/PH*αmax控制。
优选地，对点火是否成功进行判断时，根据地面和空中两种不同的状态，需要采用不同的方法进行判断。
当飞机处于地面时，其判断方法为，
当PH＞Pxcdh，T6SL＞M℃，且持续N个周期，判断点火成功；
当PH≤Pxcdh，T6SL＞O℃，且持续P个周期，判断点火成功；
其中PH为发动机舱压，T6SL＝(T6–T6_4)/0.1，T6_4为T6前0.1s值，T6为发动机排气温度，M的可调范围为5-50，N的可调范围为0-20，O的可调范围为1-50，P的可调范围为0-30，Pxcdh的可调范围为40-110kpa。上述判断参数均需要根据发动机特性及试验验证进行设定。
当飞机处于空中时，其判断方法为，
1)T6SL＞H℃，且持续I个周期，判断有效；
2)转速上升率≥J％/s，且持续K个周期，判断有效；
1)和2)任意一项判定有效后，均可判断点火成功。
其中，H的可调范围为5-80，I的可调范围为0-20，J的可调范围为0-2，K的可调范围为0-20。
优选地，在进行点火成功后的供油控制时，为防止加速油气比切换因阶跃变化，导致某一时刻燃油徒增影响工作稳定性，因此设定加速供油规律按照给定时间T光滑过渡，其中T根据控制系统能力进行设定，可调范围为3-5s。
油气比开环供油方式为：
Wfacc(t)＝Wfacc(t-1)+(Wfacc,max-Wfacc(t-1))*Δt/T
其中，Wfacc,max为常规油气加速比，Wfacc为供油量，即图1中供油过渡控制要求曲线。
举例：如果图1中按照3秒过渡，点火成功后开始计时，当前累计计时为t秒，当前时刻为B点，1s前为A点，则当前时刻的实际供油量为：
Wfacc(B)＝Wfacc(A)+(Wfacc,max(C)-Wfacc(A))*t/3
通过该种方式供油，能够有效防止燃油徒增。
如图4所示，优选地，主燃烧室切油控制方法包括：
步骤S110，接收到消喘指令；
步骤S120，控制系统工作，执行切油控制，切断主燃烧室内供油，退出喘振；
步骤S130，燃烧室熄火完成，控制系统停止工作，退出切油控制；
控制系统通过执行nΔt进行切油控制，其中Δt为控制系统计算1周期所需的时间，执行nΔt后退出切油控制，实现稳定、高效的消喘控制。
消喘是发动机确保稳定工作的重要功能之一。本专利申请可以满足在飞行包线内，由于飞机进气道和发动机空气流量不匹配、发动机高空小表速状态雷诺数影响造成压气机稳定裕度降低等导致的发动机稳定性风险，确保不同状态点喘振后有效退出，避免出现消喘不成功，导致空中停车，造成飞行事故症候。
实施例二，作为一种具体实施方式，还包括一种航空发动机消喘控制系统，如图5所示，包括供油切断单元1、点火供油单元2、点火判断单元3、供油控制单元4。
供油切断单元1用于在接收到消喘指令后，向控制系统发出控制指令，控制控制系统切断主燃烧室供油。
点火供油单元2用于获取点火油量、点火状态燃烧室进口总压、当前状态发动机进口静压、燃烧室点火所需油气比、贫油点火边界值、富油点火边界值，对发动机进行点火。
点火判断单元3用于判断飞机飞行状态，获取发动机舱压、发动机排气温度、点火压力值，判断发动机是否点火成功。
供油控制单元4用于获取供油量、常规油气加速比，对发动机进行点火后的供油控制。
优选地，点火供油单元采用以下方式进行点火供油控制：
Wxcdh＝P31*101.325/PH*α*(1+A)
Wxcdh≤P31*101.325/PH*αmax
其中Wxcdh为点火油量，P31为点火状态燃烧室进口总压，PH为当前状态发动机进口静压，α为燃烧室点火所需油气比，根据部件试验获取，并获取可靠点火的贫油点火边界αmin、富油点火边界αmax，A为修正系数。
A的设定方法为：如果给定点火成功判断周期内，点火成功，则退出点火供油控制；如果不成功，A取0.1继续执行点火供油控制，给定判断周期内，如判断点火不成功则继续修正取0.2；并依次判断执行，直至成功点火。
当当Wxcdh大于P31*101.325/PH*αmax时，按照P31*101.325/PH*αmax控制。
优选地，点火判断单元3通过采用地面和空中两种状态对点火成功与否进行判断，其中，地面消喘点火判断方法为：
当PH＞Pxcdh，T6SL＞M℃，且持续N个周期，判断点火成功；
当PH≤Pxcdh，T6SL＞O℃，且持续P个周期，判断点火成功；
其中PH为发动机舱压，T6SL＝(T6–T6_4)/0.1，T6_4为T6前0.1s值，T6为发动机排气温度，M的可调范围为5-50，N的可调范围为0-20，O的可调范围为1-50，P的可调范围为0-30，Pxcdh的可调范围为40-110kpa。
空中消喘点火判断方法为：
T6SL＞H℃，且持续I个周期，判断有效；
转速上升率≥J％/s，且持续K个周期，判断有效；
其中，T6SL＝(T6–T6_4)/0.1，T6_4为T6前0.1s值，T6为发动机排气温度，H的可调范围为5-80，I的可调范围为0-20，J的可调范围为0-2，K的可调范围为0-20。
优选地，供油控制单元4采用以下方式进行油气比开环供油：
Wfacc(t)＝Wfacc(t-1)+(Wfacc,max-Wfacc(t-1))*Δt/T
其中T的可调范围为3-5s，Wfacc,max为常规油气加速比，Wfacc为供油量。
优选地，供油切断单元1采用控制系统切断燃烧室供油，切油周期为nΔt，Δt为控制系统计算1周期的时间，执行nΔt后退出切油控制。
实施例三，作为一种具体实施方式，一种航空发动机，包括实施例二所述的消喘控制系统。
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 (8)

1.一种航空发动机消喘控制方法，其特征在于：包括，
切断主燃烧室供油，退出消喘；
设计点火供油控制，使发动机点火成功；
退出点火供油，切换至油气比开环供油，恢复到油门对应状态；根据以下方式进行点火供油控制：
Wxcdh＝P31*101.325/PH*α*(1+A)
Wxcdh≤P31*101.325/PH*αmax
其中Wxcdh为点火油量，P31为点火状态燃烧室进口总压，PH为当前状态发动机进口静压，α为燃烧室点火所需油气比，根据部件试验获取，并获取可靠点火的贫油点火边界αmin、富油点火边界αmax，A为修正系数；
A的设定方法为：如果给定点火成功判断周期内，点火成功，则退出点火供油控制；如果不成功，A取0.1继续执行点火供油控制，给定判断周期内，如判断点火不成功则继续修正取0.2；并依次判断执行，直至点火成功。
2.如权利要求1所述的航空发动机消喘控制方法，其特征在于：当Wxcdh大于P31*101.325/PH*αmax时，按照P31*101.325/PH*αmax控制。
3.如权利要求1所述的航空发动机消喘控制方法，其特征在于：地面消喘点火判断方法为，
当PH＞Pxcdh，T6SL＞M℃，且持续N个周期，判断点火成功；
当PH≤Pxcdh，T6SL＞O℃，且持续P个周期，判断点火成功；
其中PH为发动机舱压，T6SL＝(T6–T6_4)/0.1，T6_4为T6前0.1s值，T6为发动机排气温度，M的可调范围为5-50，N的可调范围为0-20，O的可调范围为1-50，P的可调范围为0-30，Pxcdh的可调范围为40-110kpa。
4.如权利要求1所述的航空发动机消喘控制方法，其特征在于：空中消喘点火判断方法为，
T6SL＞H℃，且持续I个周期，判断有效；
转速上升率≥J％/s，且持续K个周期，判断有效；
两项中任意一项有效，即可判定点火成功；
其中，T6SL＝(T6–T6_4)/0.1，T6_4为T6前0.1s值，T6为发动机排气温度，H的可调范围为5-80，I的可调范围为0-20，J的可调范围为0-2，K的可调范围为0-20。
5.如权利要求1所述的航空发动机消喘控制方法，其特征在于：按照以下方式进行油气比开环供油，
Wfacc(t)＝Wfacc(t-1)+(Wfacc,max-Wfacc(t-1))*Δt/T
其中T的可调范围为3-5s，Wfacc,max为常规油气加速比，Wfacc为供油量。
6.如权利要求1所述的航空发动机消喘控制方法，其特征在于：采用控制系统切断燃烧室供油，切油周期为nΔt，Δt为控制系统计算1周期的时间，执行nΔt后退出切油控制。
7.一种航空发动机消喘控制系统，包括如权利要求1-6所述的消喘控制方法。
8.一种航空发动机，其特征在于：包括如权利要求7所述的消喘控制系统。
CN202110697499.6A 2021-06-23 2021-06-23 一种航空发动机消喘控制方法 Active CN113446124B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110697499.6A CN113446124B (zh) 2021-06-23 2021-06-23 一种航空发动机消喘控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110697499.6A CN113446124B (zh) 2021-06-23 2021-06-23 一种航空发动机消喘控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113446124A CN113446124A (zh) 2021-09-28
CN113446124B true CN113446124B (zh) 2022-09-30

Family

ID=77812307

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110697499.6A Active CN113446124B (zh) 2021-06-23 2021-06-23 一种航空发动机消喘控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113446124B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115075954B (zh) * 2022-05-23 2023-03-28 蓝箭航天空间科技股份有限公司 提高发动机启动成功率的方法及装置

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103334838A (zh) * 2013-06-25 2013-10-02 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空燃气涡轮发动机起动点火供油方法
CN104295376B (zh) * 2014-08-15 2017-02-01 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种全权限数字电调发动机消喘控制方法
CN205120373U (zh) * 2015-11-20 2016-03-30 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种轴流式发动机消喘功能可靠性的调试装置
US10934944B2 (en) * 2018-11-07 2021-03-02 Dalian University Of Technology Method for optimization of transient control law of aero-engine
CN112594062B (zh) * 2020-11-13 2022-05-17 南京航空航天大学 面向喘振检测和消喘控制验证的仿真模拟方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113446124A (zh) 2021-09-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2420663B1 (en) Automatic stop/start control device for internal combustion engine
US8566007B2 (en) Automatic stop/restart device for internal combustion engine
US5907949A (en) Starting fuel control method for a turbine engine
CN103299049B (zh) 内燃机的控制装置
CN108894882A (zh) 飞机发动机大小油门推力限制规律获取方法
US9624897B2 (en) Control device for internal combustion engine and method of controlling internal combustion engine
CN113446124B (zh) 一种航空发动机消喘控制方法
JP2000179439A (ja) 内燃機関の制御装置
JP5563958B2 (ja) エンジン自動停止始動制御装置
EP3118437B1 (en) Gas turbine engine fuel scheduling
US7032571B2 (en) Internal combustion engine controller
EP2317104A2 (en) Engine control unit for learning an electronic throttle control characteristic
WO2006109822A1 (en) Defect determining device for turbo charger
JP5360500B2 (ja) エンジン自動停止始動制御装置
CN111237074B (zh) 避免发动机启动熄火的控制方法及存储介质
JP2001200740A (ja) 車両用ディーゼルエンジン制御方法
JPH10196432A (ja) エンジンの空燃比制御装置
JPH06213035A (ja) 内燃機関の燃料噴射制御装置
JP5221786B1 (ja) 燃料噴射制御装置及びこれを備える自動車
CN115324742A (zh) 一种涡扇发动机自适应调整的加力供油控制方法及装置
KR20120093241A (ko) 터빈엔진의 연소실을 위한 논 플레임-아웃 테스트
JP2001041097A (ja) ハイブリッド車両の故障診断装置及びハイブリッド車両の制御装置
JP5110036B2 (ja) 内燃機関の燃料噴射制御装置
JP2016205220A (ja) 内燃機関のアイドルストップ制御装置
RU2772674C1 (ru) Способ управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя на больших высотах полета

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
CB03 Change of inventor or designer information

Inventor after: Guo Haihong

Inventor after: Wei Suo

Inventor after: Han Wenjun

Inventor after: Hu Xiaodong

Inventor after: Xing Yang

Inventor after: Tang Lan

Inventor after: Wang Jun

Inventor after: Zhang Danling

Inventor before: Guo Haihong

Inventor before: Han Wenjun

Inventor before: Hu Xiaodong

Inventor before: Xing Yang

Inventor before: Tang Lan

Inventor before: Wang Jun

Inventor before: Zhang Danling

CB03 Change of inventor or designer information
CB03 Change of inventor or designer information

Inventor after: Guo Haihong

Inventor after: Wei Duokui

Inventor after: Han Wenjun

Inventor after: Hu Xiaodong

Inventor after: Xing Yang

Inventor after: Tang Lan

Inventor after: Wang Jun

Inventor after: Zhang Danling

Inventor before: Guo Haihong

Inventor before: Wei Suo

Inventor before: Han Wenjun

Inventor before: Hu Xiaodong

Inventor before: Xing Yang

Inventor before: Tang Lan

Inventor before: Wang Jun

Inventor before: Zhang Danling

GR01 Patent grant
GR01 Patent grant