CN115292818B - 一种被动流动控制的加装挡板的襟翼降噪的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方法 - Google Patents
一种被动流动控制的加装挡板的襟翼降噪的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115292818B CN115292818B CN202210981494.0A CN202210981494A CN115292818B CN 115292818 B CN115292818 B CN 115292818B CN 202210981494 A CN202210981494 A CN 202210981494A CN 115292818 B CN115292818 B CN 115292818B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- flap
- baffle
- side edge
- edge
- vortex
- 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
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 230000009467 reduction Effects 0.000 claims abstract description 29
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 11
- 230000004927 fusion Effects 0.000 claims abstract description 11
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 9
- 238000011161 development Methods 0.000 claims abstract description 7
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000008569 process Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 5
- 230000010349 pulsation Effects 0.000 claims description 4
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 3
- UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N (2r)-2-acetamido-3-sulfanylpropanamide Chemical compound CC(=O)N[C@@H](CS)C(N)=O UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N 0.000 claims description 2
- 241001669680 Dormitator maculatus Species 0.000 claims description 2
- 230000007480 spreading Effects 0.000 claims 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 5
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 5
- 230000003416 augmentation Effects 0.000 description 3
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 3
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000007499 fusion processing Methods 0.000 description 2
- 230000033772 system development Effects 0.000 description 2
- 239000000654 additive Substances 0.000 description 1
- 230000000996 additive effect Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/10—Noise analysis or noise optimisation
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Geometry (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
本发明公开一种加装特殊构型挡板的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方案设计，在襟翼朝向主翼根部一端加装条形挡板，通过合理设计挡板构型，改变了侧缘的流场形态和侧缘涡的结构，延迟了侧缘涡系的发展进程，使得涡系的融合位置后移，涡系融合破裂产生脉动压力的区域远离襟翼吸力面，从而达到在不影响气动性能的基础上降低噪声的效果。本发明使用成本低，可实现性强，无需破坏襟翼以及机翼的整体结构，仅在侧缘下方加装一块挡板即可实现降噪效果，且加装挡板后的结构在起飞降落以及巡航阶段可收放自如。
Description
技术领域
本发明属于飞机机体噪声控制领域，涉及一种民用航空技术中大型客机飞机机体噪声控制技术，具体涉及一种被动流动控制的加装挡板的襟翼降噪的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方法。
背景技术
严格的噪声法规推动了飞机降噪技术的发展，大涵道比涡轮风扇发动机的使用以及发动机降噪技术的发展使得发动机噪声大幅度降低，因此，机体噪声比重增大，尤其是在飞机进场着陆阶段，发动机处于低功率状态，起落架和噪声装置全部打开，机体噪声愈加凸显。后缘襟翼侧缘噪声作为机体噪声的重要组成部分之一，由襟翼侧缘双涡的融合、破裂在襟翼表面的非定常压力脉动产生。因此，襟翼降噪技术的发展十分重要。
降噪技术主要分为主动和被动两大类。主动流动控制方法包括吹气控制、等离子体激励器等，即通过向流场中注入能量控制涡结构，削弱涡结构与壁面的相互作用，减小压力脉动，从而达到降噪的目的。被动流动控制方法包括侧缘端面挡板、加装多孔材料、连续型线法和微扰流片等，通过改变襟翼的形状等形式来降低噪声。
目前已有的加装挡板的襟翼降噪措施对增升装置的设计改动较大，在降低噪声的同时，却会引起气动性能(即升阻比)的下降以及飞机重量的增加，同时还会对飞机侧风起降的安全性、可靠性产生负面影响。本发明旨在对上述挡板加以改进优化，保证气动性能的同时实现机翼后缘侧缘降噪。
发明内容
采用在襟翼侧缘加装挡板的方法，通过在襟翼下表面附加的挡板，使襟翼侧缘的流场状态改变，改变了侧缘双涡的融合过程，达到了降低襟翼侧缘噪声的效果，具有形状简单，体积小，同时保持气动性能的优势，降低后缘襟翼侧缘降噪的意义。
本发明加装特殊构型挡板的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方案设计，在襟翼下翼面安装一块挡板，该挡板位于襟翼中与主翼翼根同向一端端部位置，挡板上缘曲面与襟翼下翼面贴合；且挡板外侧端面与襟翼端面在同一平面；
同时，上述挡板的下边界曲线平行于上边界曲线，且在挡板下边界曲线前部与襟翼前缘顶点进行近似2次抛物曲线进行光滑过度连接。
通过在襟翼端部加装挡板结构，延迟了侧缘涡系的发展进程，使得涡系的融合位置后移，涡系融合破裂产生脉动压力的区域远离襟翼吸力面，从而达到降低噪声的效果。
本发明的优点在于：
1、本发明加装特殊构型挡板的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方案，依据襟翼侧缘噪声产生的机理，侧缘涡系融合以及涡脱落是主要的噪声源，加装挡板，抑制了涡流从下翼面向上翼面融合的过程，削弱了融合后涡流的强度，从而起到降噪的效果。
2、本发明加装特殊构型挡板的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方案，设计小体积挡板下缘曲线连续，且高度根据襟翼最大厚度发生变化，变化范围较小；因此，设计挡板高度与襟翼厚度保持同一量级，在改变襟翼侧缘流场的对气动影响较小，对襟翼的重量增大也较少。
3、本发明加装特殊构型挡板的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方案，可实现性强，相对于主动控制，采用被动控制方法，无需外部能量的注入，在工程实际上有着更好的应用性以及可行性。
4、本发明加装特殊构型挡板的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方案，使用成本低，无需破坏襟翼以及机翼的整体结构，仅在侧缘下方加装一块挡板，起飞降落以及巡航阶段收放自如。
附图说明
图1为两段翼增升装置三维几何模型示意图；
图2为两段翼增升装置的襟翼放下状态示意图；
图3为两段翼增升装置的襟翼收起状态示意图；
图4为襟翼外形以及参数定义示意图；
图5为挡板二维平面设计示意图；
图6为挡板拉伸厚度以及三维示意图；
图7为加装挡板后的襟翼整体三维模型示意图；
图8为加状挡板后的两段翼增升装置三维几何模型示意图；
图9为加状挡板后的两段翼增升装置的襟翼放下状态示意图；
图10为基本构型Q准则涡系发展示意图；
图11为加装挡板构型Q准则涡系发展示意图；
图12为基本构型X方向涡量分布示意图；
图13为加装挡板构型X方向涡量分布示意图；
图14为噪声频谱曲线测量监测点位置示意图；
图15为加装挡板构型与基本构型近场监测点侧缘噪声频谱曲线对比图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
本发明加装特殊构型挡板的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方案设计，具体包括步骤如下：
步骤1：增升装置建模
采用CATIA软件进行物理模型建模，所采用的基准模型为两段翼增升装置，不考虑前缘缝翼影响，只是研究后缘襟翼噪声；翼型剖面为NACA 632-215Mod B的三维两段翼构型，只包含主翼和襟翼，如图1所示，主翼的弦长与展长分别为0.71m与0.8m，襟翼的弦长和展长分别为0.198m与0.4m。两段翼增升装置分别为襟翼放下和收起两种状态，如图2所示为襟翼放下状态，襟翼的偏角为29°；如图3所示为襟翼收起状态。以襟翼收起后的弦长为参考长度，坐标系原点O设置为主翼半展长位置处的弦向剖面上的主翼前缘点。
步骤2：设计加装挡板的外形和尺寸
如图4所示，定义襟翼的弦向方向为XF，弦长为CF，垂直于弦长方向的曲线之间的距离为Xd，即为襟翼的垂直弦向高度，如图4所示。
如图5所示，首先设计挡板上边界曲线贴合于襟翼的下缘曲线边界，挡板的下边界曲线平行于上边界曲线，且在挡板下边界曲线前部靠近襟翼的1/6弦长处与襟翼前缘顶点进行近似2次抛物曲线进行光滑过度连接。
其次设计挡板的高度h为k倍襟翼最大垂直弦向高度Xdmax；k的取值范围为0.5-1.5，即挡板的高度随襟翼厚度变化，设置变化系数k为0.5-1.5是因为较小的挡板高度虽然可以改变流场结构，但对襟翼侧缘噪声的控制效果不明显，只有挡板高度与襟翼最大厚度为同一量级时，挡板结构才会对侧缘涡有良好的控制效果并降低襟翼侧缘噪声。但过大的挡板结构会阻碍襟翼原本的展向流动，可能会导致襟翼流动分离影响全局的气动性能，因此挡板大小的选取应当适中。凡根据本发明所设计的跟随襟翼厚度变化的挡板形状，都应涵盖在保护范围之内。
最后设计挡板后缘位于襟翼后缘处，为近似垂直于襟翼下缘曲线的直线段。
步骤3：设计挡板厚度
为了保证挡板厚度适中，定义挡板的厚度为L，L取值范围为3-5％襟翼弦长，贴合襟翼进行展向拉伸，如图6所示，右侧为拉伸前挡板结构，左侧为拉伸后具有厚度L的挡板结构。
至此，用于降噪的侧缘挡板物理模型设计完成，如图7所示。
步骤4：侧缘挡板安装
本发明中挡板主要用于阻碍侧缘双涡的融合过程，因此在襟翼下翼面安装一块挡板，该挡板位于襟翼中与主翼翼根同向一端端部位置，挡板上缘曲面与襟翼下翼面贴合；且挡板外侧面与襟翼端面在同一竖直面，如图8、图9所示。
结果表示：
加装挡板结构对襟翼的气动特性影响较小，如表1所示，可以看出加装挡板后与之前的升力系数和阻力系数相差不大。
表1加状挡板前后气动力变化
| 构型 | 升力系数 | 阻力系数 |
| 基本构型 | 2.1846 | 0.0788 |
| 加装挡板 | 2.1922 | 0.0785 |
从涡系融合的角度来看，图10和图11展示了加装挡板前后的侧缘流向涡量等值面图；图12和图13展示了和不同襟翼弦长位置的流向涡量图，发现原始构型的侧缘下翼面涡系大约在50％襟翼弦长处绕过上翼面边缘，而加装挡板使侧缘下翼面涡系绕过上翼面边缘的位置延后出现至70％襟翼弦长位置，因此加装挡板结构改变了侧缘的流场形态，侧缘涡的结构，延迟了侧缘涡系的发展进程，使得涡系的融合位置后移，涡系融合破裂产生脉动压力的区域远离襟翼吸力面，从而达到降低噪声的效果。
如图14所示，在XZ平面(Y＝0)内的襟翼正下方12.5％襟翼弦长处设置监测点，得到噪声频谱曲线，如图15所示。从图中可以看出襟翼侧缘加装挡板后噪声声压级低于基本构型，表明使用一倍最大襟翼厚度的挡板结构确实可以降低襟翼噪声。襟翼噪声在全频段范围内均有降低，尤其是中高频部分。
综上所述，加装挡板结构对后缘襟翼的侧缘噪声抑制有一定的效果，可以成为一种很好的降噪手段。
Claims (2)
1.一种被动流动控制的加装挡板的襟翼降噪的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方法，其特征在于：在襟翼下翼面安装一块挡板，该挡板位于襟翼与主翼翼根同向一端端部位置，挡板上缘曲面与襟翼下翼面贴合；
所述挡板设计步骤为：
步骤1：增升装置建模，包含主翼和襟翼；
翼型剖面为NACA 632-215Mod B的三维两段翼构型，只包含主翼和襟翼；
主翼的弦长与展长分别为0.71m与0.8m；
襟翼的弦长和展长分别为0.198m与0.4m；
两段翼增升装置分别为襟翼放下和收起两种状态：
襟翼放下状态，襟翼的偏角为29°；
襟翼收起状态，以襟翼收起后的弦长为参考长度，坐标系原点O设置为主翼半展长位置处的弦向剖面上的主翼前缘点；
步骤2：设计挡板的外形和尺寸；
定义襟翼的弦向方向为XF，襟翼弦长为CF，垂直于弦长方向的曲线之间的距离为Xd；
首先，设计挡板上边界曲线贴合于襟翼的下缘曲线边界，挡板的下边界曲线平行于上边界曲线，且在挡板下边界曲线前部靠近襟翼的1/6弦长处与襟翼前缘顶点进行近似2次抛物曲线光滑过度连接；
其次，设计挡板的高度h为k倍的Xd，且h随襟翼厚度变化，所述k的取值范围为0.5-1.5倍；只有挡板高度与襟翼最大厚度为同一量级时，挡板结构才会对侧缘涡有良好的控制效果并降低襟翼侧缘噪声；
最后，挡板后缘位于襟翼后缘处，且为近似垂直于襟翼下缘曲线的直线段；
步骤3：设计挡板厚度；
定义挡板的厚度为L，L取值范围为3-5％襟翼弦长CF，贴合襟翼进行展向拉伸；将经步骤1-步骤3制得的挡板加装在襟翼压力面，且与襟翼下表面贴合；加装挡板后气动性能中的升力系数为2.1922，阻力系数为0.0785。
2.如权利要求1所述一种被动流动控制的加装挡板的襟翼降噪的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方法，其特征在于：从涡系融合的角度来看，原始构型的侧缘下翼面涡系在50％襟翼弦长处绕过上翼面边缘，加装挡板使侧缘下翼面涡系绕过上翼面边缘的位置延后出现至70％襟翼弦长位置，因此加装挡板结构改变了侧缘的流场形态，侧缘涡的结构，延迟了侧缘涡系的发展进程，使得涡系的融合位置后移，涡系融合破裂产生脉动压力的区域远离襟翼吸力面，从而达到降低噪声的效果。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210981494.0A CN115292818B (zh) | 2022-08-15 | 2022-08-15 | 一种被动流动控制的加装挡板的襟翼降噪的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210981494.0A CN115292818B (zh) | 2022-08-15 | 2022-08-15 | 一种被动流动控制的加装挡板的襟翼降噪的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115292818A CN115292818A (zh) | 2022-11-04 |
| CN115292818B true CN115292818B (zh) | 2024-01-23 |
Family
ID=83829638
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210981494.0A Active CN115292818B (zh) | 2022-08-15 | 2022-08-15 | 一种被动流动控制的加装挡板的襟翼降噪的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115292818B (zh) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4575030A (en) * | 1982-09-13 | 1986-03-11 | The Boeing Company | Laminar flow control airfoil |
| CN101879935A (zh) * | 2010-06-25 | 2010-11-10 | 哈尔滨工程大学 | 船舶襟翼减摇鳍降阻装置 |
| CN102390521A (zh) * | 2011-09-22 | 2012-03-28 | 西北工业大学 | 一种表面能够产生驻涡的机翼 |
| CN114162349A (zh) * | 2022-02-14 | 2022-03-11 | 中国科学院力学研究所 | 一种具有气动组合结构并联可重复使用的两级入轨飞行器 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7753316B2 (en) * | 2007-04-27 | 2010-07-13 | The Boeing Company | Deployable flap edge fence |
-
2022
- 2022-08-15 CN CN202210981494.0A patent/CN115292818B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4575030A (en) * | 1982-09-13 | 1986-03-11 | The Boeing Company | Laminar flow control airfoil |
| CN101879935A (zh) * | 2010-06-25 | 2010-11-10 | 哈尔滨工程大学 | 船舶襟翼减摇鳍降阻装置 |
| CN102390521A (zh) * | 2011-09-22 | 2012-03-28 | 西北工业大学 | 一种表面能够产生驻涡的机翼 |
| CN114162349A (zh) * | 2022-02-14 | 2022-03-11 | 中国科学院力学研究所 | 一种具有气动组合结构并联可重复使用的两级入轨飞行器 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN115292818A (zh) | 2022-11-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103359281B (zh) | 用于飞行器的表面元件及相关的飞行器和方法 | |
| CN114313253B (zh) | 一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法 | |
| CN108001669B (zh) | 一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法 | |
| CN107336842B (zh) | 一种高超声速乘波鸭翼气动布局方法 | |
| CN103332288B (zh) | 一种飞机主翼后缘处的边条及其设计方法 | |
| US6854687B1 (en) | Nacelle integration with reflexed wing for sonic boom reduction | |
| Boniface | A computational framework for helicopter fuselage drag reduction using vortex generators | |
| US7311287B2 (en) | Methods for incorporating area ruled surfaces in a supersonic aircraft | |
| WO2011098807A1 (en) | Apparatus and Method for Aerodynamic Drag Reduction | |
| CN113859515A (zh) | 一种飞机襟翼 | |
| CA2890775C (en) | Submerged vortex generator | |
| CN115292818B (zh) | 一种被动流动控制的加装挡板的襟翼降噪的三段翼尾缘侧缘噪声降噪方法 | |
| Dal Monte et al. | A retrospective of high-lift device technology | |
| Hossain et al. | Enhancement of aerodynamic properties of an airfoil by co flow jet (CFJ) flow | |
| CN105775159A (zh) | 具有抑制机翼分离流功能的吹气口设计方法 | |
| CN216185999U (zh) | 一种飞机襟翼 | |
| CN208216978U (zh) | 一种飞机平尾根部涡流发生器 | |
| EP2610170A1 (en) | Air drag reduction for an undercarriage with skids of a rotary wing aircraft | |
| CN113619772B (zh) | 一种协同射流式二级喷口环量控制翼型 | |
| Belloc et al. | Influence of the air inlet configuration on the performances of a paraglider open airfoil | |
| CN113002785B (zh) | 一种分层分布式飞行器推进系统及其布局方法 | |
| CN210822780U (zh) | 一种动力提升地效飞行器 | |
| CN211543875U (zh) | 一种前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处流动优化装置 | |
| Hill et al. | Aerodynamic investigations of an advanced over-the-wing nacelle transport aircraft configuration | |
| CN1131109A (zh) | 一种飞机翼梢减阻新设施 |
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 |