JP2007247428A - ファンのダブテール構造 - Google Patents
ファンのダブテール構造 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2007247428A JP2007247428A JP2006068518A JP2006068518A JP2007247428A JP 2007247428 A JP2007247428 A JP 2007247428A JP 2006068518 A JP2006068518 A JP 2006068518A JP 2006068518 A JP2006068518 A JP 2006068518A JP 2007247428 A JP2007247428 A JP 2007247428A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- dovetail
- fan
- disk
- groove
- zero
- 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
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
- F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
-
- 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
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Abstract
【解決手段】タービンにより回転駆動される円板状のディスクの周囲に、入口ハブ径が出口ハブ径より小さいファン20を取り付けるファンのダブテール構造。ディスク10は、その前縁10aから後縁10bまで回転軸の軸心1に対して一定の角度θ1で延び、周方向に一定の角度を隔てる複数のダブテール溝12を有する。ファン20は、その内方端に、ダブテール溝の角度と同一の角度で延びダブテール溝に嵌合可能なダブテール部22を有する。
【選択図】図1
Description
そのため低燃費、低騒音を達成するためバイパス比を増やそうとすると、ファン径及び入口ハブ径はさらに大きくなり、エンジンの重量が増えることになる。
このターボファンエンジンは、図9に示すように、空気を取り入れるためのファン1段動翼65と、該ファン1段動翼を回転駆動するスピンナー64とを備え、該スピンナーが、その軸心から半径方向外方に螺旋状に延びスピンナー前面から空気を吸込みファン1段動翼に供給する渦巻翼66を有するものである。
なおこの図で、67、67’は、ケーシング内径、68は流入空気の流れである。
従って、エンジン前方の全面積がそのままファン1段動翼65の空気流入面積になるのでファン径を小さくすることができ、エンジン重量の削減が可能となる。
かかる従来のダブテール構造では、ダブテール部及びダブテール溝は、ディスクの回転軸Z−Zに平行に設けられ、ファン・ブレードに作用する遠心力が軸方向の分力を発生させないようにしていた。以下、この構造を「平行ダブテール構造」と呼ぶ。
そこで、図10に示すダブテール部及びダブテール溝を回転軸に対して傾斜させたダブテール構造が提案されている(例えば、特許文献2)。この図において、71はディスク、73はブレード、77はダブテール、79はタブである。
以下、この構造を「傾斜ダブテール構造」と呼ぶ。
また、傾斜ダブテール構造を適用する場合でも、ゼロハブチップ比ファンの前側部分(上述した渦巻翼に相当する部分)の遠心力をディスク(又はスピンナー)で支持することができなかった。
さらに、ゼロハブチップ比ファンに傾斜ダブテール構造を適用する場合、ファン・ブレードに作用する遠心力の軸方向分力が大きいため、特許文献2に開示されるタブのような剪断面積の小さい構造では、発生する応力が過大となるおそれがあった。
前記ディスクは、その前縁から後縁まで回転軸の軸心に対して一定の角度で延び、周方向に一定の角度を隔てる複数のダブテール溝を有し、
前記ファンは、その内方端に、前記ダブテール溝の角度と同一の角度で延び該ダブテール溝に嵌合可能なダブテール部を有する、ことを特徴とするファンのダブテール構が提供される。
また、前記ファンのダブテール部は、中間部から後縁まで延び前記ダブテール溝に嵌合可能な主ダブテール部と、前縁から中間部まで延びる補助ダブテール部とからなり、
更に、ファンの前方に前記ディスクに固定可能なスピンコーンを備え、該スピンコーンは、その内周部に前記複数の補助ダブテール部と嵌合する複数の補助ダブテール溝を有する。
前記ダブテール溝は、主ダブテール部の前記テーパー側部に嵌合するテーパー溝側部を有する、ことが好ましい。
前記ダブテール溝は、主ダブテール部の前記テーパー底部に嵌合するテーパー溝底部を有する、ことが好ましい。
前記ディスクは、前記テーパー側部に嵌合するテーパー突起部を有する、ことが好ましい。
さらに前記ディスクの後端面に固定され、前記垂直後面に密着してその後方移動を防止する後部リテーナを有する、ことが好ましい。
また、ダブテール部とダブテール溝は、回転軸の軸心に対して一定の角度で延びるので、入口ハブ径が出口ハブ径より小さいファンを取り付ける場合でも、十分長いダブテール溝を設定することができ、ダブテール部とダブテール溝に発生する応力を十分小さく抑えることができる。
図6は、ファンとディスクを分離して示す斜視図であり、嵌め合わせ構造を模式的に示している。
本発明のダブテール構造は、図示しないタービンにより回転駆動されるディスク10の周囲に設けられたダブテール溝に、ファン20のダブテール部を取り付けるものである。
また図2は、図1のA−A線における断面図、図3は、図1のB−B線における断面図、図4は、図1のC−C線における断面図である。
なお図1において、1はディスク10及びゼロハブチップ比ファン20の回転軸の軸心、2は空気流路、3は空気流路の内周面、4はディスク10を回転可能に支持する軸受、5は流入空気の流れである。
一定の角度θ1は、前方が軸心1に近く、後方が軸心1から離れる角度であり、空気流路2の内周面3に沿った角度であるのがよい。なおこの例において、角度θ1は、約30°である。
しかし、本発明はこれに限定されず、角度θ2を角度θ1と異なる角度に設定してもよい。また、補助ダブテール部22bの角度θ2は、必須ではなく、回転軸の軸心1に平行に構成してもよい。
スピンコーン30は、その内周部に複数の補助ダブテール部22bと嵌合する複数(例えば、この例では12)の補助ダブテール溝32を有する。この補助ダブテール溝32は、ダブテール溝12に対応する周方向位置に一定の角度(例えば、この例では30°)を隔てて設けられている。
この例では、スピンコーン30は、さらに連結金具35でその先端に取り付けられたコーンヘッド36を有する。
また、補助ダブテール部22bに作用する遠心力は、その外側に位置する渦巻翼20bに作用する遠心力であり、主ダブテール部22aに作用するファン1段動翼20aの遠心力に比較すると小さい。
従って、補助ダブテール部22bの大きさは、主ダブテール部22aの大きさよりも十分小さく設定するのがよい。
また、ダブテール部22とダブテール溝12は、回転軸の軸心1に対して一定の角度で延びるので、実質的な入口ハブ径がゼロ又はゼロに近いゼロハブチップ比ファンを取り付ける場合でも、十分長いダブテール溝12を設定することができ、ダブテール部とダブテール溝に発生する応力を十分小さく抑えることができる。
さらに、本発明のダブテール構造は、ディスク10の後端面(後縁10b)に図示しない連結金具(例えばボルト、ナット)で固定された後部リテーナ16を有する。
後部リテーナ16の一部は、垂直後面23に沿って曲げられており、その前面が垂直後面23に密着して主ダブテール部22aの後方移動を防止するようになっている。
この構成により、主ダブテール部22aの後面を回転軸の軸心1に直交する面とした場合と比較して、接触面の面圧をほぼ一定にでき、後部リテーナに発生する内部応力を低減することができる。
図2、図3および図5において、主ダブテール部22aは、その周方向の幅Bが後方側(図2)が前方側(図3)より狭い一定勾配のテーパー側部24aを有する。またダブテール溝12は、主ダブテール部22aのテーパー側部24aに嵌合するテーパー溝側部12aを有する。
この構成により、テーパー側部24aとテーパー溝側部12aが楔状に広い面積で接触し、ゼロハブチップ比ファン20に作用する遠心力のダブテール溝12に沿った分力Fは、ディスク10の周方向圧縮力に分散されるので、遠心力の分力Fを広い面積による低い応力で確実に支持することができる。
この構成により、テーパー底部24bとテーパー溝底部12bが楔状に広い面積で接触し、ゼロハブチップ比ファン20に作用する遠心力のダブテール溝12に沿った分力Fは、ディスク10の半径方向力に分散されるので、遠心力の分力Fを広い面積による低い応力で確実に支持することができる。
この構成により、テーパー側部26aとテーパー突起部11が楔状に広い面積で接触し、ゼロハブチップ比ファン20に作用する遠心力のダブテール溝12に沿った分力Fは、ディスク10の周方向圧縮力に分散されるので、遠心力の分力Fを広い面積による低い応力で確実に支持することができる。
4 軸受、5 流入空気の流れ、
10 ディスク、10a 前縁、10b 後縁、11 テーパー突起部、
12 ダブテール溝、12a テーパー溝側部、12b テーパー溝底部、
15 連結金具、16 後部リテーナ、
20 ゼロハブチップ比ファン、20a ファン1段動翼、20b 渦巻翼、
22 ダブテール部、22a 主ダブテール部、22b 補助ダブテール部、
23 垂直後面、24a テーパー側部、24b テーパー底部、
26a テーパー側部、
30 スピンコーン、32 補助ダブテール溝、
35 連結金具、36 コーンヘッド
Claims (7)
- タービンにより回転駆動される円板状のディスクの周囲に、入口ハブ径が出口ハブ径より小さいファンを取り付けるファンのダブテール構造であって、
前記ディスクは、その前縁から後縁まで回転軸の軸心に対して一定の角度で延び、周方向に一定の角度を隔てる複数のダブテール溝を有し、
前記ファンは、その内方端に、前記ダブテール溝の角度と同一の角度で延び該ダブテール溝に嵌合可能なダブテール部を有する、ことを特徴とするファンのダブテール構造。 - 前記ファンは、回転中心付近の空気を吸込み可能であり実質的な入口ハブ径がゼロ又はゼロに近く、ハブ/チップ比が0〜0.35であるゼロハブチップ比ファンである、ことを特徴とする請求項1に記載のファンのダブテール構造。
- 前記ファンのダブテール部は、中間部から後縁まで延び前記ダブテール溝に嵌合可能な主ダブテール部と、前縁から中間部まで延びる補助ダブテール部とからなり、
更に、ファンの前方に前記ディスクに固定可能なスピンコーンを備え、該スピンコーンは、その内周部に前記複数の補助ダブテール部と嵌合する複数の補助ダブテール溝を有する、ことを特徴とする請求項1に記載のファンのダブテール構造。 - 前記主ダブテール部は、その周方向の幅が後方側が前方側より狭い一定勾配のテーパー側部を有し、
前記ダブテール溝は、主ダブテール部の前記テーパー側部に嵌合するテーパー溝側部を有する、ことを特徴とする請求項3に記載のファンのダブテール構造。 - 前記主ダブテール部は、その半径方向の底面が後方側が前方側より浅い一定勾配のテーパー底部を有し、
前記ダブテール溝は、主ダブテール部の前記テーパー底部に嵌合するテーパー溝底部を有する、ことを特徴とする請求項3に記載のファンのダブテール構造。 - 前記ファンの空気流路の内周面を構成するプラットホーム部は、その周方向の幅が後方側が前方側より狭い一定勾配のテーパー側部を有し、
前記ディスクは、前記テーパー側部に嵌合するテーパー突起部を有する、ことを特徴とする請求項3に記載のファンのダブテール構造。 - 前記ファンのダブテール部は、その後方端にダブテール溝に直交する垂直後面を有し、
さらに前記ディスクの後端面に固定され、前記垂直後面に密着してその後方移動を防止する後部リテーナを有する、ことを特徴とする請求項1に記載のファンのダブテール構造。
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2006068518A JP4911286B2 (ja) | 2006-03-14 | 2006-03-14 | ファンのダブテール構造 |
GB0702449A GB2436131B (en) | 2006-03-14 | 2007-02-08 | Dovetail structure of fan |
FR0701141A FR2898636B1 (fr) | 2006-03-14 | 2007-02-16 | Structure de queue-d'aronde de soufflante. |
DE102007008769.3A DE102007008769B4 (de) | 2006-03-14 | 2007-02-22 | Schwalbenschwanzstruktur einer Ansaugeinrichtung |
US11/679,985 US7918652B2 (en) | 2006-03-14 | 2007-02-28 | Dovetail structure of fan |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2006068518A JP4911286B2 (ja) | 2006-03-14 | 2006-03-14 | ファンのダブテール構造 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2007247428A true JP2007247428A (ja) | 2007-09-27 |
JP4911286B2 JP4911286B2 (ja) | 2012-04-04 |
Family
ID=38375098
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2006068518A Active JP4911286B2 (ja) | 2006-03-14 | 2006-03-14 | ファンのダブテール構造 |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7918652B2 (ja) |
JP (1) | JP4911286B2 (ja) |
DE (1) | DE102007008769B4 (ja) |
FR (1) | FR2898636B1 (ja) |
GB (1) | GB2436131B (ja) |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP4911344B2 (ja) * | 2006-07-04 | 2012-04-04 | 株式会社Ihi | ターボファンエンジン |
US20090257774A1 (en) * | 2008-04-11 | 2009-10-15 | Future Graphics Imaging Corporation | Methods for increasing printer cartridge compatibility |
US8162615B2 (en) * | 2009-03-17 | 2012-04-24 | United Technologies Corporation | Split disk assembly for a gas turbine engine |
US20120087799A1 (en) * | 2010-10-12 | 2012-04-12 | General Electric Company | Axial retention device for turbine system |
FR2974863B1 (fr) * | 2011-05-06 | 2015-10-23 | Snecma | Disque de soufflante de turbomachine |
US9303589B2 (en) | 2012-11-28 | 2016-04-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Low hub-to-tip ratio fan for a turbofan gas turbine engine |
US9399922B2 (en) | 2012-12-31 | 2016-07-26 | General Electric Company | Non-integral fan blade platform |
WO2014182546A2 (en) * | 2013-05-09 | 2014-11-13 | United Technologies Corporation | Turbofan engine front section |
US9745851B2 (en) | 2015-01-15 | 2017-08-29 | General Electric Company | Metal leading edge on composite blade airfoil and shank |
US10370973B2 (en) | 2015-05-29 | 2019-08-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor airfoil with compound leading edge profile |
FR3039854B1 (fr) * | 2015-08-03 | 2019-08-16 | Safran Aircraft Engines | Carter intermediaire de turbomachine comportant des moyens de fixation ameliores |
US20180112542A1 (en) * | 2016-10-24 | 2018-04-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine rotor |
GB201800732D0 (en) * | 2018-01-17 | 2018-02-28 | Rolls Royce Plc | Blade for a gas turbine engine |
US11231043B2 (en) * | 2018-02-21 | 2022-01-25 | General Electric Company | Gas turbine engine with ultra high pressure compressor |
CN109800482B (zh) * | 2018-12-29 | 2020-12-18 | 合肥工业大学 | 一种小轮毂比叶轮的设计方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH05180194A (ja) * | 1991-06-06 | 1993-07-20 | General Electric Co <Ge> | 多重ロータディスクアセンブリ |
GB2299834A (en) * | 1995-04-12 | 1996-10-16 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine fan disc |
JP2003028091A (ja) * | 2001-07-18 | 2003-01-29 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ジェットエンジンのファンプラットフォームのシール |
JP2003148104A (ja) * | 2001-11-14 | 2003-05-21 | United Technol Corp <Utc> | タービンエンジン用のブレードおよびロータアセンブリ |
JP2005315138A (ja) * | 2004-04-28 | 2005-11-10 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ターボファンエンジン |
Family Cites Families (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB808837A (en) * | 1955-03-17 | 1959-02-11 | Havilland Engine Co Ltd | Blades and blade assemblies of turbines and compressors |
US4621979A (en) * | 1979-11-30 | 1986-11-11 | United Technologies Corporation | Fan rotor blades of turbofan engines |
FR2502690B1 (fr) | 1981-03-27 | 1985-09-13 | Snecma | Dispositif de verrouillage d'aubes de soufflante et de fixation de capot avant d'un turboreacteur |
FR2507679A1 (fr) | 1981-06-12 | 1982-12-17 | Snecma | Dispositif de verrouillage d'une aube de rotor de turbomachine |
US4451205A (en) * | 1982-02-22 | 1984-05-29 | United Technologies Corporation | Rotor blade assembly |
FR2566061B1 (fr) | 1984-06-14 | 1988-09-02 | Snecma | Dispositif de verrouillage axial d'une aube de turbomachine |
US5022822A (en) * | 1989-10-24 | 1991-06-11 | United Technologies Corporation | Compressor blade attachment assembly |
US5067876A (en) * | 1990-03-29 | 1991-11-26 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk |
US5112193A (en) * | 1990-09-11 | 1992-05-12 | Pratt & Whitney Canada | Fan blade axial retention device |
US5281096A (en) | 1992-09-10 | 1994-01-25 | General Electric Company | Fan assembly having lightweight platforms |
US5443365A (en) * | 1993-12-02 | 1995-08-22 | General Electric Company | Fan blade for blade-out protection |
US5486095A (en) | 1994-12-08 | 1996-01-23 | General Electric Company | Split disk blade support |
GB9615826D0 (en) * | 1996-07-27 | 1996-09-11 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine fan blade retention |
GB9814567D0 (en) * | 1998-07-07 | 1998-09-02 | Rolls Royce Plc | A rotor assembly |
JP4316168B2 (ja) * | 2001-08-30 | 2009-08-19 | 株式会社東芝 | 蒸気タービン動翼の翼材料および形状の選定方法と蒸気タービン |
GB2382382B (en) * | 2001-11-23 | 2005-08-10 | Rolls Royce Plc | A fan for a turbofan gas turbine engine |
JP4143901B2 (ja) | 2002-06-21 | 2008-09-03 | 株式会社Ihi | ターボファンエンジン |
FR2930595B1 (fr) | 2008-04-24 | 2011-10-14 | Snecma | Rotor de soufflante d'une turbomachine ou d'un moteur d'essai |
-
2006
- 2006-03-14 JP JP2006068518A patent/JP4911286B2/ja active Active
-
2007
- 2007-02-08 GB GB0702449A patent/GB2436131B/en active Active
- 2007-02-16 FR FR0701141A patent/FR2898636B1/fr active Active
- 2007-02-22 DE DE102007008769.3A patent/DE102007008769B4/de not_active Expired - Fee Related
- 2007-02-28 US US11/679,985 patent/US7918652B2/en active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH05180194A (ja) * | 1991-06-06 | 1993-07-20 | General Electric Co <Ge> | 多重ロータディスクアセンブリ |
GB2299834A (en) * | 1995-04-12 | 1996-10-16 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine fan disc |
JP2003028091A (ja) * | 2001-07-18 | 2003-01-29 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ジェットエンジンのファンプラットフォームのシール |
JP2003148104A (ja) * | 2001-11-14 | 2003-05-21 | United Technol Corp <Utc> | タービンエンジン用のブレードおよびロータアセンブリ |
JP2005315138A (ja) * | 2004-04-28 | 2005-11-10 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ターボファンエンジン |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20070217914A1 (en) | 2007-09-20 |
GB2436131A (en) | 2007-09-19 |
JP4911286B2 (ja) | 2012-04-04 |
GB0702449D0 (en) | 2007-03-21 |
DE102007008769A1 (de) | 2007-09-20 |
DE102007008769B4 (de) | 2019-06-19 |
US7918652B2 (en) | 2011-04-05 |
FR2898636B1 (fr) | 2012-05-18 |
GB2436131B (en) | 2008-08-13 |
FR2898636A1 (fr) | 2007-09-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4911286B2 (ja) | ファンのダブテール構造 | |
JP4807113B2 (ja) | ファンのダブテール構造 | |
JP4873200B2 (ja) | ファン動翼支持構造とこれを有するターボファンエンジン | |
JP4863162B2 (ja) | ターボファンエンジンのファン動翼 | |
US10408223B2 (en) | Low hub-to-tip ratio fan for a turbofan gas turbine engine | |
US8834129B2 (en) | Turbofan flow path trenches | |
JP5400329B2 (ja) | 吸気コーンによって隠されたバランス調整フランジを備える航空機ターボ機械ファン | |
US7775758B2 (en) | Impeller rear cavity thrust adjustor | |
CA2656291C (en) | Turbofan engine | |
US20050254956A1 (en) | Fan blade curvature distribution for high core pressure ratio fan | |
CN102378855B (zh) | 用于涡轮发动机的具有偏心前端的旋转进气整流罩 | |
WO2006080386A1 (ja) | ターボファンエンジン | |
CA2837819A1 (fr) | Element de turbomachine a dispositifs de generation de tourbillons | |
JP2009185733A (ja) | インペラ構造 | |
JP4143901B2 (ja) | ターボファンエンジン | |
JP4179216B2 (ja) | ターボファンエンジン | |
US9169730B2 (en) | Fan hub design | |
JP4974006B2 (ja) | ターボファンエンジン | |
EP4100625A1 (fr) | Aube de rotor pour une turbomachine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20090128 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20110526 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20110719 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20110907 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20111221 |
|
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20120103 |
|
R151 | Written notification of patent or utility model registration |
Ref document number: 4911286 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20150127 Year of fee payment: 3 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |