CN113670739A - 一种直升机主旋叶片疲劳试验装置 - Google Patents

一种直升机主旋叶片疲劳试验装置 Download PDF

Info

Publication number
CN113670739A
CN113670739A CN202110944755.7A CN202110944755A CN113670739A CN 113670739 A CN113670739 A CN 113670739A CN 202110944755 A CN202110944755 A CN 202110944755A CN 113670739 A CN113670739 A CN 113670739A
Authority
CN
China
Prior art keywords
rotor blade
main rotor
helicopter
frame
actuator
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
CN202110944755.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113670739B (zh
Inventor
沈轶鸥
周松
马勇川
谭斯元
曹文燕
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.)
Wuxi Ruilai Testing Technology Co ltd
Original Assignee
Wuxi Ruilai Testing Technology Co ltd
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 Wuxi Ruilai Testing Technology Co ltd filed Critical Wuxi Ruilai Testing Technology Co ltd
Priority to CN202110944755.7A priority Critical patent/CN113670739B/zh
Publication of CN113670739A publication Critical patent/CN113670739A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113670739B publication Critical patent/CN113670739B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/08—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying steady tensile or compressive forces
    • G01N3/16—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying steady tensile or compressive forces applied through gearing
    • G01N3/165—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying steady tensile or compressive forces applied through gearing generated by rotation, i.e. centrifugal force
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/02—Details
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/003—Generation of the force
    • G01N2203/0032—Generation of the force using mechanical means
    • G01N2203/0037—Generation of the force using mechanical means involving a rotating movement, e.g. gearing, cam, eccentric, or centrifuge effects
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0058—Kind of property studied
    • G01N2203/0069—Fatigue, creep, strain-stress relations or elastic constants
    • G01N2203/0073—Fatigue

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明涉及耐疲劳测试装置技术领域，所属IPC分类号为G01N3/38，具体涉及一种直升机主旋叶片疲劳试验装置。所述直升机主旋叶片疲劳试验装置，包括框架与测试装置；所述测试装置包括根部夹持装置和动力装置。所述根部夹持装置与框架左边固定连接，所述动力装置与框架右边固定；所述直升机主旋叶片疲劳试验装置在用于主旋叶片旋转时产生的离心、扭转以及上下摆动，为主旋叶片试件附加试验载荷。本发明通过特定的结构实现了为叶片中间部分提供上下摆动、扭矩及模拟离心力的动力装置。

Description

一种直升机主旋叶片疲劳试验装置
技术领域
本发明涉及耐疲劳测试装置技术领域，所属IPC分类号为G01N3/38，具体涉及一种直升机主旋叶片疲劳试验装置。
背景技术
直升机主桨叶是直升机最关键的几大部分之一，它的性能不仅影响飞机的总体性能，也关系着飞行的安全。这就提出了旋翼桨叶的安全使用寿命问题，而解决这一问题的有效方法就是通过主桨叶的疲劳试验，直接获得主桨叶的疲劳性能参数，为寿命的评估提供可靠的依据。由此可见，桨叶的疲劳试验测试数据的可信度、精度及测试技术的先进性直接影响桨叶的疲劳寿命。
直升机在原地飞行时，直升机主旋叶片周围产生的负荷分布对旋转轴具有对称性，但随着飞机前进速度的增加，负荷呈现出周期性变化的特性。这种变化对直升机主旋叶片起到高周期特性的疲劳负荷作用。专利CN110823730B公开了一种并行加载式叶片弯曲疲劳试验装置，但是该技术由于结构的局限性，并不能够用于直升机主旋叶片疲劳负荷测试，并且在国内，还没有自主研的发直升机主旋叶片疲劳试验设备。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明的第一个方面提供了一种直升机主旋叶片疲劳试验装置，包括框架与测试装置；所述测试装置包括根部夹持装置和动力装置。所述根部夹持装置与框架左边固定连接，所述动力装置与框架右边固定；所述直升机主旋叶片疲劳试验装置在用于主旋叶片旋转时产生的离心、扭转以及上下摆动，为主旋叶片试件附加试验载荷。
所述框架为长方体结构。
所述根部夹持装置的固定处与所述动力装置的固定处在处于框架的x方向。
所述根部夹持装置用于夹持主旋叶片的根部。
所述根部夹持装置包括固定支座和U形夹持板。
所述固定支座通过固定支座安装在框架上。
所述U形夹持板通过锁紧螺钉固定安装在固定支座上。
所述动力装置为叶片中间部分提供上下摆动、扭矩及模拟离心力。
所述动力装置包括作动器B，动力装置通过作动器B与框架左边固定连接。
所述动器B为环首支撑型。
所述作动器B左端通过滑轮连接有钢丝绳；钢丝绳左端连接有中部夹持装置。
优选的，钢丝绳左端与中部夹持装置的两侧通过滑轮连接。
优选的，所述钢丝绳的张力极限大于作动器B提供的拉力的一半。
钢丝绳的首尾通过一个可调整长度阻尼连接。
为了能够为叶片中间部分提供上下摆动、扭矩，所述中部夹持装置两侧通过两个铰支座分别连接两个作动器A。
所述框架底部安装有两根平行的导轨。
两根导轨上分别设置有可移动基座。
优选的，所述作动器A分别通过铰支座与可移动基座连接。
作动器A通过铰支座与可移动基座连接，这样中部夹持装置可根据需要滑移，在叶片的指定位置进行夹持，不仅满足多种叶片长度的设计需求，还可更灵活地选择夹持位置，进行多种工况的试验。
本发明中的可移动基座连接可沿下方导轨5进行叶片纵向的滑动。
两个作动器A由两个独立的液压系统控制。
中部夹持装置、作动器A、可移动基座连接、导轨、液压系统共同构成中部作动装置，可实现多种模式配合，从而提供叶片上下摆动的垂直方向的推动力或收缩力，并且在本发明中可通过调整两个作动器A之间推力的差距，提供叶片一个稳定的扭矩，扭转叶片。
优选的，所述中部夹持装置通过鱼眼轴承座与作动器A连接。这样的连接方式更方便叶片的倾斜，可实现运动过程中的角度的自由变化。
优选的，所述作动器A为环首支撑型。
为了更好的为固定叶片的提供夹持力，所述中部夹持装置的上下两侧包含多个螺栓孔(比如说2个、4个、6个、8个、10个、12个等)。
在一些实施方式中，使用上述直升机主旋叶片疲劳试验装置测试时扭矩的计算公式为：
M＝F1l1-F2l2；
其中，M为作动器A提供不平衡力产生的扭矩，l1为中部夹持装置中心O距离左侧作动器A动力杆的垂直距离，l2为夹持结构中心O距离右侧作动器A动力杆的垂直距离，F1和F2分别为左侧和右侧作动器A提供的拉力或压力。
在本发明中，提供扭矩的方式可以通过左侧和右侧一侧拉，一侧压，还可以通过左侧和右侧同时拉或同时压，所以F1和F2可以可以同时为拉力或压力，也可以为F1为拉力、F2为压力，还可以F1为压力、F2为拉力；在本发明中F1和F2力的大小不相同，这样既可以改变旋转中心高度又可以提供扭矩。
所述中部夹持装置中心O即为叶片扭转中心。
在本发明中，模拟离心力通过实现以下方式实现：作动器B钢丝绳中部夹持装置连接能够很好的离心力，具体的，中部夹持装置下方导轨可实现叶片在上下摆动的过程中进行纵向的微小移动，而避免摆动时叶片长度改变产生挤压力，使得叶片根部区域与作动夹持机构之间的叶片纵向力保持恒定，并与作动器B提供的纵向力保持一致。
在本发明中较长的钢丝绳本身具有的弹性，能够维持叶片端部与作动器B之间的距离，从而最大可能地减小叶片上下摆动及旋转时对作动器B提供拉力的影响，从而保证了叶片摆动过程中的拉力恒定。
有益处效果：
本发明利用主旋叶片旋转时产生的离心力测试直升机主旋叶片的疲劳寿命，同时使用特定的结构设置了特定的直升机主旋叶片疲劳试验装置，用于主旋叶片旋转时产生的离心、扭转以及上下摆动，为主旋叶片试件附加试验载荷。
附图说明
图1为本发明中直升机主旋叶片疲劳试验装置的整体示意图；
图2为本发明中根部夹持装置的结构示意图；
图3为本发明中部作动装置的结构；
图4为本发明中计算扭矩时的结构示意图；
图5为本发明中模拟离心力实现的结构示意图；
图6为本发明中环首支撑型的结构示意图。
1、框架；21、根部夹持装置；22、中部夹持装置；23、作动器A；24、可移动基座；25、导轨；26、钢丝绳、27、作动器B；211、固定支座；212、U形夹持板；221、滑轮；261、可调整长度阻尼。
l1为中部夹持装置中心O距离左侧作动器A动力杆的垂直距离，l2为夹持结构中心O距离右侧作动器A动力杆的垂直距离，F1和F2分别为左侧和右侧作动器A提供的拉力或压力。
具体实施方式
一种直升机主旋叶片疲劳试验装置，包括框架1与测试装置；所述测试装置包括根部夹持装置21和动力装置；所述根部夹持装置21与框架1左边固定连接，所述动力装置与框架1右边固定；所述直升机主旋叶片疲劳试验装置在用于主旋叶片旋转时产生的离心、扭转以及上下摆动，为主旋叶片试件附加试验载荷；所述框架1为长方体结构；所述根部夹持装置21的固定处与所述动力装置的固定处在处于框架1的x方向；所述根部夹持装置21用于夹持主旋叶片的根部；所述根部夹持装置21包括固定支座211和U形夹持板212；所述固定支座211通过固定支座211安装在框架1上；所述U形夹持板212通过锁紧螺钉固定安装在固定支座211上；所述动力装置包括作动器B27，动力装置通过作动器B27与框架1左边固定连接；所述动器B为环首支撑型；所述作动器B27左端通过滑轮221连接有钢丝绳26；钢丝绳26左端连接有中部夹持装置22；钢丝绳26左端与中部夹持装置22的两侧通过滑轮221连接；所述钢丝绳26的张力极限大于作动器B27提供的拉力的一半；钢丝绳26的首尾通过一个可调整长度阻尼261连接；所述中部夹持装置22通过鱼眼轴承与作动器A23连接；所述框架1底部安装有两根平行的导轨25；两根导轨25上分别设置有可移动基座24；所述作动器A23分别通过铰支座与可移动基座24连接；两个作动器A23由两个独立的液压系统控制；所述作动器A23为环首支撑型；所述中部夹持装置22的上下两侧分别包含10个螺栓孔。

Claims (10)

1.一种直升机主旋叶片疲劳试验装置，包括框架与测试装置，其特征在于，所述测试装置包括根部夹持装置和动力装置；所述根部夹持装置与框架左边固定连接，所述动力装置与框架右边固定；所述直升机主旋叶片疲劳试验装置在用于主旋叶片旋转时产生的离心、扭转以及上下摆动，为主旋叶片试件附加试验载荷。
2.根据权利要求1所述的一种直升机主旋叶片疲劳试验装置，其特征在于，所述框架为长方体结构；所述根部夹持装置的固定处与所述动力装置的固定处在处于框架的x方向。
3.根据权利要求1或2所述的一种直升机主旋叶片疲劳试验装置，其特征在于，所述根部夹持装置包括固定支座和U形夹持板；所述固定支座通过固定支座安装在框架上；所述U形夹持板通过锁紧螺钉固定安装在固定支座上。
4.根据权利要求1或2所述的一种直升机主旋叶片疲劳试验装置，其特征在于，所述动力装置包括作动器B，动力装置通过作动器B与框架左边固定连接；所述作动器B左端通过滑轮连接有钢丝绳；钢丝绳左端连接有中部夹持装置。
5.根据权利要求4所述的一种直升机主旋叶片疲劳试验装置，其特征在于，钢丝绳左端与中部夹持装置的两侧通过滑轮连接；所述钢丝绳的张力极限大于作动器B提供的拉力的一半；丝绳的首尾通过一个可调整长度阻尼连接。
6.根据权利要求5所述的一种直升机主旋叶片疲劳试验装置，其特征在于，所述中部夹持装置两侧通过两个铰支座分别连接两个作动器A；所述框架底部安装有两根平行的导轨；两根导轨上分别设置有可移动基座。
7.根据权利要求6所述的一种直升机主旋叶片疲劳试验装置，其特征在于，所述作动器A分别通过铰支座与可移动基座连接。
8.根据权利要求7所述的一种直升机主旋叶片疲劳试验装置，其特征在于，所述中部夹持装置通过鱼眼轴承与作动器A连接。
9.根据权利要求5-7任一项所述的一种直升机主旋叶片疲劳试验装置，其特征在于，两个作动器A由两个独立的液压系统控制。
10.根据权利要求9所述的一种直升机主旋叶片疲劳试验装置，其特征在于，所述的直升机主旋叶片疲劳试验装置测试时的扭矩的计算公式为：
M＝F1l1-F2l2；
其中，M为作动器A提供不平衡力产生的扭矩，l1为中部夹持装置中心O距离左侧作动器A动力杆的垂直距离，l2为夹持结构中心O距离右侧作动器A动力杆的垂直距离，F1和F2分别为左侧和右侧作动器A提供的拉力或压力。
CN202110944755.7A 2021-08-17 2021-08-17 一种直升机主旋叶片疲劳试验装置 Active CN113670739B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110944755.7A CN113670739B (zh) 2021-08-17 2021-08-17 一种直升机主旋叶片疲劳试验装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110944755.7A CN113670739B (zh) 2021-08-17 2021-08-17 一种直升机主旋叶片疲劳试验装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113670739A true CN113670739A (zh) 2021-11-19
CN113670739B CN113670739B (zh) 2024-04-26

Family

ID=78543611

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110944755.7A Active CN113670739B (zh) 2021-08-17 2021-08-17 一种直升机主旋叶片疲劳试验装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113670739B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114354411A (zh) * 2021-12-28 2022-04-15 重庆长安汽车股份有限公司 一种测试汽车后横拉杆的焊缝疲劳能力的装置及方法
CN116358860A (zh) * 2023-06-01 2023-06-30 安徽羲禾航空科技有限公司 一种螺旋桨桨叶疲劳试验设备

Citations (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20020054160A (ko) * 2000-12-27 2002-07-06 장근호 헬리콥터 로우터 구성 부품의 피로시험 장치대
CN201408112Y (zh) * 2009-05-25 2010-02-17 上海同韵环保能源科技有限公司 一种风力发电机组风轮叶片加载试验装置
KR20100079680A (ko) * 2008-12-31 2010-07-08 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치
KR101486325B1 (ko) * 2013-12-26 2015-01-26 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터허브의 구조시험장치
CN104697754A (zh) * 2013-12-04 2015-06-10 中国直升机设计研究所 一种桨叶根部段疲劳试验装置
CN104697766A (zh) * 2014-08-26 2015-06-10 中国直升机设计研究所 一种双向铰支座装置
CN106018064A (zh) * 2016-05-06 2016-10-12 江西昌河航空工业有限公司 一种离心力补给的施力装置
CN108827622A (zh) * 2018-08-03 2018-11-16 天津鼎成高新技术产业有限公司 一种扭转疲劳试验台
KR20190121096A (ko) * 2018-04-17 2019-10-25 한국항공우주연구원 블레이드 구조 시험장치 및 이를 이용한 블레이드 시험방법
CN111811965A (zh) * 2020-07-17 2020-10-23 常州达姆斯检测技术有限公司 一种风电叶片疲劳测试装置及方法
CN112129503A (zh) * 2020-09-16 2020-12-25 明阳智慧能源集团股份公司 一种风机叶片扭转疲劳试验装置及其测试方法
CN112213089A (zh) * 2020-09-22 2021-01-12 中联重科股份有限公司 臂架疲劳试验装置及方法
CN212401602U (zh) * 2020-05-07 2021-01-26 南京华航翼飞行器技术有限公司 跷跷板式旋翼疲劳试验装置
US20220026310A1 (en) * 2019-04-12 2022-01-27 Ihi Corporation Jig for vibration test of rotor blade
KR20220063527A (ko) * 2020-11-10 2022-05-17 한국항공우주연구원 블레이드 시편 시험장치

Patent Citations (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20020054160A (ko) * 2000-12-27 2002-07-06 장근호 헬리콥터 로우터 구성 부품의 피로시험 장치대
KR20100079680A (ko) * 2008-12-31 2010-07-08 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치
CN201408112Y (zh) * 2009-05-25 2010-02-17 上海同韵环保能源科技有限公司 一种风力发电机组风轮叶片加载试验装置
CN104697754A (zh) * 2013-12-04 2015-06-10 中国直升机设计研究所 一种桨叶根部段疲劳试验装置
KR101486325B1 (ko) * 2013-12-26 2015-01-26 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터허브의 구조시험장치
CN104697766A (zh) * 2014-08-26 2015-06-10 中国直升机设计研究所 一种双向铰支座装置
CN106018064A (zh) * 2016-05-06 2016-10-12 江西昌河航空工业有限公司 一种离心力补给的施力装置
KR20190121096A (ko) * 2018-04-17 2019-10-25 한국항공우주연구원 블레이드 구조 시험장치 및 이를 이용한 블레이드 시험방법
CN108827622A (zh) * 2018-08-03 2018-11-16 天津鼎成高新技术产业有限公司 一种扭转疲劳试验台
US20220026310A1 (en) * 2019-04-12 2022-01-27 Ihi Corporation Jig for vibration test of rotor blade
CN212401602U (zh) * 2020-05-07 2021-01-26 南京华航翼飞行器技术有限公司 跷跷板式旋翼疲劳试验装置
CN111811965A (zh) * 2020-07-17 2020-10-23 常州达姆斯检测技术有限公司 一种风电叶片疲劳测试装置及方法
CN112129503A (zh) * 2020-09-16 2020-12-25 明阳智慧能源集团股份公司 一种风机叶片扭转疲劳试验装置及其测试方法
CN112213089A (zh) * 2020-09-22 2021-01-12 中联重科股份有限公司 臂架疲劳试验装置及方法
KR20220063527A (ko) * 2020-11-10 2022-05-17 한국항공우주연구원 블레이드 시편 시험장치

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
徐海斌: "直升机主桨叶典型缺陷疲劳性能影响研究", 机械科学与技术, vol. 36, no. 1, 15 September 2017 (2017-09-15), pages 33 - 39 *
马存旺: "直升机复合材料桨叶疲劳定寿方法综述", 机械强度, vol. 40, no. 1, 24 January 2019 (2019-01-24), pages 187 - 195 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114354411A (zh) * 2021-12-28 2022-04-15 重庆长安汽车股份有限公司 一种测试汽车后横拉杆的焊缝疲劳能力的装置及方法
CN114354411B (zh) * 2021-12-28 2023-11-21 重庆长安汽车股份有限公司 一种测试汽车后横拉杆的焊缝疲劳能力的装置及方法
CN116358860A (zh) * 2023-06-01 2023-06-30 安徽羲禾航空科技有限公司 一种螺旋桨桨叶疲劳试验设备
CN116358860B (zh) * 2023-06-01 2023-08-11 安徽羲禾航空科技有限公司 一种螺旋桨桨叶疲劳试验设备

Also Published As

Publication number Publication date
CN113670739B (zh) 2024-04-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DK3198255T3 (en) EXPENDITURE TESTING OF A WINDMILL LEAVE
CN113670739A (zh) 一种直升机主旋叶片疲劳试验装置
CN109073500B (zh) 风轮机叶片的疲劳测试
EP2269023B1 (en) Specimen loading apparatus and method
CN102401764B (zh) 模型加载装置
CN107727521B (zh) 一种接触网吊弦疲劳试验方法和装置
WO2021134738A1 (zh) 一种接触网吊弦疲劳试验装置及方法
KR101048618B1 (ko) 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치
US11579039B2 (en) Torsional testing of a wind turbine blade
CN107179183B (zh) 球铰三向加载疲劳试验装置
CN102661839B (zh) 架空导线微振模拟实验装置
CN109141857B (zh) 一种接触网吊弦冲击疲劳试验工装及其试验方法
CN109975115B (zh) 钢丝绳内部多丝螺旋接触检测装置和检测方法
CN106114920B (zh) 一种具有负载大范围可调功能的微重力模拟张力控制机构
CN115077833A (zh) 一种接触网定位器振动疲劳试验系统
CN103604712A (zh) 一种航空操纵用钢丝绳微动磨损试验装置
CN113465899A (zh) 一种风电叶片动态疲劳测试装置及方法
CN215492390U (zh) 一种螺旋桨桨叶疲劳试验装置
CN112595581B (zh) 一种攀爬用牵引绳耐磨性能的测试设备
KR102404651B1 (ko) 블레이드 시편 시험장치
CN202021606U (zh) 用于测试输电线路舞动性能的移动输入式机器人
CN102042911B (zh) 一种正弦循环荷载加载装置
CN202599744U (zh) 模型加载装置
CN112161883A (zh) 直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台
CN215004237U (zh) 一种风电叶片疲劳测试加载装置

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
CB02 Change of applicant information
CB02 Change of applicant information

Address after: No. 14, phase IV, Chunsun West Road, Xishan District, Wuxi City, Jiangsu Province, 214000

Applicant after: Wuxi Ruilai New Material Technology Co.,Ltd.

Address before: No. 14, phase IV, Chunsun West Road, Xishan District, Wuxi City, Jiangsu Province, 214000

Applicant before: Wuxi Ruilai Testing Technology Co.,Ltd.

GR01 Patent grant
GR01 Patent grant