RU2008122898A - Конструктивный элемент и способ изготовления этого элемента - Google Patents
Конструктивный элемент и способ изготовления этого элемента Download PDFInfo
- Publication number
- RU2008122898A RU2008122898A RU2008122898/02A RU2008122898A RU2008122898A RU 2008122898 A RU2008122898 A RU 2008122898A RU 2008122898/02 A RU2008122898/02 A RU 2008122898/02A RU 2008122898 A RU2008122898 A RU 2008122898A RU 2008122898 A RU2008122898 A RU 2008122898A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- partition
- structural element
- metal block
- height
- monolithic
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
- B64C3/185—Spars
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K20/00—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating
- B23K20/12—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating the heat being generated by friction; Friction welding
- B23K20/122—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating the heat being generated by friction; Friction welding using a non-consumable tool, e.g. friction stir welding
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
- B23K2101/28—Beams
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49616—Structural member making
- Y10T29/49622—Vehicular structural member making
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Catalysts (AREA)
- Laser Beam Processing (AREA)
Abstract
1. Способ изготовления конструктивного элемента для использования в строительстве воздушных судов, в особенности, лонжерона крыла, содержащего перегородку, которая проходит по существу в плоскости (L, Н), причем L является продольным направлением, а Н является поперечным направлением, при этом указанная перегородка имеет длину L1 и высоту Н1, а сам конструктивный элемент предназначен для работы с изгибными нагрузками, возникающими за счет момента, перпендикулярного плоскости (L, Н), а также содержащего один или более прилегающих к перегородке элементов стрингеров, которые по существу перпендикулярны указанной перегородке и проходят в поперечном направлении, при этом способ содержит этапы, при которых: ! (v) обеспечивают, по меньшей мере, первый и второй металлические блоки, при этом предел упругости при сжатии первого металлического блока больше, чем предел упругости при сжатии второго металлического блока; ! (vi) подвергают машинной обработке первый металлический блок таким образом, чтобы получить первую обработанную монолитную деталь (S), которая содержит первую часть (51) перегородки длиной L1 и высотой Н4, меньшей, чем Н1, и, по меньшей мере, один элемент стрингера (3), прилегающий к первой части перегородки и перпендикулярный ей, высота Н'1 которого, по существу равная Н1, такова, что часть стрингера высотой Н'1-Н4 выходит за пределы первой части (51) перегородки; ! (vii) получают, путем формовки второго металлического блока, по меньшей мере, одну вторую деталь (Т), которая содержит, по меньшей мере, вторую часть (52) перегородки длиной L1 и высотой Н5, проходящую в направлении высоты Н до высоты Н5, так что сумма Н4 и Н5 по существу рав
Claims (26)
1. Способ изготовления конструктивного элемента для использования в строительстве воздушных судов, в особенности, лонжерона крыла, содержащего перегородку, которая проходит по существу в плоскости (L, Н), причем L является продольным направлением, а Н является поперечным направлением, при этом указанная перегородка имеет длину L1 и высоту Н1, а сам конструктивный элемент предназначен для работы с изгибными нагрузками, возникающими за счет момента, перпендикулярного плоскости (L, Н), а также содержащего один или более прилегающих к перегородке элементов стрингеров, которые по существу перпендикулярны указанной перегородке и проходят в поперечном направлении, при этом способ содержит этапы, при которых:
(v) обеспечивают, по меньшей мере, первый и второй металлические блоки, при этом предел упругости при сжатии первого металлического блока больше, чем предел упругости при сжатии второго металлического блока;
(vi) подвергают машинной обработке первый металлический блок таким образом, чтобы получить первую обработанную монолитную деталь (S), которая содержит первую часть (51) перегородки длиной L1 и высотой Н4, меньшей, чем Н1, и, по меньшей мере, один элемент стрингера (3), прилегающий к первой части перегородки и перпендикулярный ей, высота Н'1 которого, по существу равная Н1, такова, что часть стрингера высотой Н'1-Н4 выходит за пределы первой части (51) перегородки;
(vii) получают, путем формовки второго металлического блока, по меньшей мере, одну вторую деталь (Т), которая содержит, по меньшей мере, вторую часть (52) перегородки длиной L1 и высотой Н5, проходящую в направлении высоты Н до высоты Н5, так что сумма Н4 и Н5 по существу равна Н1;
(viii) осуществляют сборку первой монолитной детали (S) со второй деталью (Т) путем расположения частей (51) и (52) перегородки торец к торцу по всей общей длине L1, так чтобы часть стрингера прилегала ко второй части перегородки.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что сборку на этапе (iv) осуществляют путем сварки.
3. Способ по п.2, отличающийся тем, что сварка является сваркой трением с перемешиванием.
4. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что сплавы, используемые для получения деталей (S) и (Т), различны.
5. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что металлические блоки состоят из алюминиевого сплава.
6. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что первый металлический блок получают из алюминиевого сплава серии 7ХХХ.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что первый металлический блок получают из алюминиевого сплава, входящего в группу сплавов: 7040, 7140, 7055, 7085, 7149, 7249, 7349, 7449.
8. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что первый металлический блок получают из алюминиевого сплава, входящего в группу сплавов: 2050, 2094, 2098, 2195, 2196 и 2199.
9. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одну монолитную деталь (Т) получают из алюминиевого сплава серии 2ХХХ.
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одну монолитную деталь (Т) получают из алюминиевого сплава, входящего в группу сплавов: 2022, 2024, 2024А, 2027, 2056, 2139.
11. Способ по п.9, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одну монолитную деталь (Т) получают из алюминиевого сплава, входящего в группу сплавов: 2050, 2094, 2098, 2195, 2196 и 2199.
12. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что элементы стрингеров (3) получают за одно целое с металлическим блоком, обладающим наибольшим пределом упругости при сжатии.
13. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что конструктивный элемент получают сваркой двух монолитных деталей (S) и (Т).
14. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что конструктивный элемент является лонжероном крыла.
15. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что конструктивный элемент является элементом фюзеляжа.
16. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что термообработку выполняют до и/или после машинной обработки, и/или после сборки детали (деталей) (S), и/или детали (деталей) (Т).
17. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что содержит конечный этап, на котором цельный конструктивный элемент, полученный на этапе (iv), подвергают машинной обработке для получения цельного конструктивного элемента в законченном виде.
18. Цельный конструктивный элемент, полученный способом, охарактеризованным в любом из пп.1-17.
19. Цельный конструктивный элемент для использования в строительстве воздушных судов, в особенности, в качестве лонжерона крыла, содержащий перегородку, которая проходит по существу в плоскости (L, Н), причем L является продольным направлением от корневой части крыла к его законцовке, а Н является поперечным направлением от нижней части крыла к его верхней части, при этом указанная перегородка имеет длину L1 и высоту Н1, а также содержащий один или более прилегающих к перегородке элементов стрингеров (3), которые по существу перпендикулярны указанной перегородке и проходят в поперечном направлении, отличающийся тем, что
e) содержит, по меньшей мере, первую монолитную деталь (S) и вторую деталь (Т);
f) предел упругости при сжатии металлического блока, использованного для изготовления детали (S), больше предела упругости при сжатии металлического блока, использованного для изготовления детали (Т);
g) первая деталь (S) содержит первую по существу плоскую часть (51) перегородки длиной L1 и высотой Н4, меньшей, чем Н1, и, по меньшей мере, один элемент стрингера (3), который прилегает к первой части перегородки и по существу перпендикулярен ей и высота Н'1 которого, по существу равная Н1, такова, что часть стрингера высотой Н'1-Н4 выходит за пределы первой части перегородки;
h) вторая деталь (Т) содержит, по меньшей мере, одну вторую по существу плоскую часть (52) перегородки длиной L1 и высотой Н5, такой что сумма Н4 и Н5 по существу равна Н1;
i) первая монолитная деталь (S) и вторая деталь (Т) расположены рядом друг с другом таким образом, что части (51) и (52) перегородки соприкасаются торцами по всей общей длине L1, при этом часть стрингера, выходящая за пределы первой части перегородки, прилегает ко второй части перегородки.
20. Конструктивный элемент по п.19, отличающийся тем, что монолитные детали (S) и (Т) собраны вместе посредством сварки, предпочтительно сварки трением с перемешиванием.
21. Конструктивный элемент по п.19 или 20, отличающийся тем, что содержит нижний фланец (1) и верхний фланец (2), которые в особенности являются плоскими и проходят в плоскости, которая в особенности параллельна плоскости (E, L), в направлении E на толщину Е1, а в направлении L - на длину L1.
22. Конструктивный элемент по п.21, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один стрингер (3) содержит на своем конце удлиненный участок (31), который выступает в направлении Е на толщину, по существу равную Е1.
23. Конструктивный элемент по п.22, отличающийся тем, что монолитные детали (S) и (Т) соединены вместе посредством сварочных швов, по меньшей мере, трех видов: по меньшей мере, одного стыкового шва (21), который проходит параллельно направлению L и позволяет соединить вместе части (51) и (52) перегородки, по меньшей мере, одного Т-образного шва (22), который параллелен направлению Н и позволяет соединить вместе элементы (3) и (52), и по меньшей мере, одного Т-образного шва (23), который позволяет соединить вместе элементы (1) и (31).
24. Конструктивный элемент по п.21, отличающийся тем, что деталь (Та) содержит часть (52) перегородки и вместе с деталью (Тb) образует нижний фланец (1).
25. Конструктивный элемент по п.19 или 20, отличающийся тем, что монолитная деталь (S) содержит ограничитель (4) трещин в плоскости (Е, L).
26. Применение конструктивного элемента, охарактеризованного в любом из пп.19-25, для изготовления воздушного судна.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0512808 | 2005-12-16 | ||
FR0512808A FR2894859A1 (fr) | 2005-12-16 | 2005-12-16 | Longeron de voilure soude et son procede de fabrication |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008122898A true RU2008122898A (ru) | 2010-01-27 |
RU2431554C2 RU2431554C2 (ru) | 2011-10-20 |
Family
ID=36954649
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008122898/02A RU2431554C2 (ru) | 2005-12-16 | 2006-12-15 | Конструктивный элемент и способ изготовления этого элемента |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8091828B2 (ru) |
EP (1) | EP1960152B1 (ru) |
JP (1) | JP4956547B2 (ru) |
CN (1) | CN101331002B (ru) |
AT (1) | ATE473829T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0619906B1 (ru) |
CA (1) | CA2628929C (ru) |
DE (1) | DE602006015518D1 (ru) |
FR (1) | FR2894859A1 (ru) |
RU (1) | RU2431554C2 (ru) |
WO (1) | WO2007068943A1 (ru) |
Families Citing this family (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB0614837D0 (en) * | 2006-07-26 | 2006-09-06 | Airbus Uk Ltd | A stringer for an aircraft wing and a method of forming thereof |
FR2916417B1 (fr) * | 2007-05-23 | 2009-07-24 | Airbus France Sas | Element structural d'aeronef situe a l'interface entre une aile et le fuselage |
FR2921899B1 (fr) * | 2007-10-04 | 2011-04-15 | Airbus France | Procede de renforcement local d'un element en materiau composite, et caisson central de voilure pour aeronef renforce |
US8100316B2 (en) * | 2008-05-29 | 2012-01-24 | Airbus Operations Gmbh | Method for joining aircraft fuselage elements by friction stir welding (fsw) |
US7975622B2 (en) * | 2009-06-17 | 2011-07-12 | Trinity Industries, Inc. | System and method for reinforcing railway tank cars |
US9006119B2 (en) * | 2009-10-01 | 2015-04-14 | A.L.D. Advanced Logistics Development Ltd. | Composite material, a structural element comprised of the composite material, an airplane wing spar and their methods of production |
US20110198820A1 (en) * | 2010-02-16 | 2011-08-18 | Benteler Automobiltechnik Gmbh | Stabilizer and a method for producing a stabilizer |
DE102010044034B4 (de) | 2010-11-17 | 2023-01-19 | Airbus Defence and Space GmbH | Verfahren zur Festigkeitssteigerung von rührreibverschweissten Bauteilen |
CN102069919B (zh) * | 2010-12-23 | 2013-03-13 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种大展弦比翼型结构的制造方法 |
FR2980451A1 (fr) * | 2011-09-28 | 2013-03-29 | Airbus Operations Sas | Procede d'optimisation de la tenue mecanique d'un caisson de structure autonome et caisson de mise en oeuvre |
US20130082088A1 (en) * | 2011-09-30 | 2013-04-04 | General Electric Company | Method and apparatus for repairing a component |
GB201120992D0 (en) * | 2011-12-07 | 2012-01-18 | Airbus Uk Ltd | Aircraft rib assembly |
JP6093192B2 (ja) * | 2013-01-25 | 2017-03-08 | 三菱航空機株式会社 | 航空機の機体用パネル、航空機の翼 |
US9199713B2 (en) * | 2013-07-08 | 2015-12-01 | The Boeing Company | Pressure panels |
US9315254B2 (en) * | 2013-10-11 | 2016-04-19 | The Boeing Company | Joint assembly and method of assembling same |
EP2910365B1 (en) * | 2014-02-21 | 2017-04-26 | Airbus Operations GmbH | Composite structural element and torsion box |
US9358987B2 (en) * | 2014-04-11 | 2016-06-07 | Gunderson Llc | Protective structure for tank top fittings |
US9180893B2 (en) * | 2014-04-11 | 2015-11-10 | Gunderson Llc | Protective structure for tank top fittings |
CN104443426B (zh) * | 2014-10-08 | 2016-06-08 | 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 | 一种飞机钛合金框梁类零件制造方法 |
RU2616684C2 (ru) * | 2015-09-16 | 2017-04-18 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Белгородский государственный национальный исследовательский университет" (НИУ "БелГУ") | Способ получения сварных конструкций алюминиевого сплава с высокой вязкостью разрушения |
CN105966596B (zh) * | 2016-06-13 | 2019-03-29 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种变厚度薄壁蒙皮结构 |
US20180099736A1 (en) * | 2016-10-12 | 2018-04-12 | The Boeing Company | Aircraft wings, aircraft, and related methods |
CN107023419B (zh) * | 2017-05-03 | 2019-05-03 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头 |
GB2575102A (en) * | 2018-06-29 | 2020-01-01 | Airbus Operations Ltd | Duct stringer with bulkhead |
FR3083630B1 (fr) | 2018-07-03 | 2020-11-27 | Constellium Issoire | Procede de fabrication d'une piece bi-metallique, mettant en œuvre un traitement thermique induisant une dilatation |
US11084569B2 (en) * | 2018-09-19 | 2021-08-10 | The Boeing Company | Friction stir welded monolithic aircraft structure and method |
CN110625335B (zh) * | 2019-09-02 | 2020-05-26 | 北京星航机电装备有限公司 | 一种大展弦比骨架蒙皮翼类构件的焊接变形控制方法 |
CN111055995A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-04-24 | 南京儒一航空机械装备有限公司 | 一种不易变形的主梁梁体及其加工工艺 |
RU2763410C1 (ru) * | 2021-03-17 | 2021-12-29 | Общество с ограниченной ответственностью "С 7 Космические Транспортные Системы" | Топливный бак и способ его изготовления |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4356616A (en) * | 1980-02-25 | 1982-11-02 | Rockwell International Corporation | Method of making rib structures for an airfoil |
GB9713209D0 (en) * | 1997-06-20 | 1997-08-27 | British Aerospace | Friction welding metal components |
US6051325A (en) * | 1997-12-23 | 2000-04-18 | Mcdonnell Douglas Corporation | Joining of machined sandwich assemblies by friction stir welding |
US6213426B1 (en) * | 1999-07-09 | 2001-04-10 | The Boeing Company | Monolithic structure with redundant load paths |
JP2001047260A (ja) * | 1999-08-06 | 2001-02-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 長手方向に断面形状が変化している部材の製造方法、その製造方法により製造された部材およびその部材を用いた航空機 |
US7000303B2 (en) * | 2002-10-24 | 2006-02-21 | The Boeing Company | Method of repairing a crack in a component utilizing friction stir welding |
EP1547720B1 (en) * | 2003-12-24 | 2015-09-30 | Airbus Operations Limited | Welding process for large structures |
-
2005
- 2005-12-16 FR FR0512808A patent/FR2894859A1/fr not_active Withdrawn
-
2006
- 2006-12-15 AT AT06820537T patent/ATE473829T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-12-15 CA CA2628929A patent/CA2628929C/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-15 EP EP06820537A patent/EP1960152B1/en active Active
- 2006-12-15 BR BRPI0619906-2A patent/BRPI0619906B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-12-15 US US12/093,151 patent/US8091828B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-15 WO PCT/GB2006/004701 patent/WO2007068943A1/en active Application Filing
- 2006-12-15 JP JP2008545093A patent/JP4956547B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-15 DE DE602006015518T patent/DE602006015518D1/de active Active
- 2006-12-15 CN CN2006800471272A patent/CN101331002B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-15 RU RU2008122898/02A patent/RU2431554C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN101331002A (zh) | 2008-12-24 |
JP2009519174A (ja) | 2009-05-14 |
CN101331002B (zh) | 2011-01-12 |
US20080265094A1 (en) | 2008-10-30 |
BRPI0619906B1 (pt) | 2014-12-02 |
EP1960152A1 (en) | 2008-08-27 |
ATE473829T1 (de) | 2010-07-15 |
CA2628929C (en) | 2014-04-15 |
BRPI0619906A2 (pt) | 2011-10-25 |
US8091828B2 (en) | 2012-01-10 |
DE602006015518D1 (de) | 2010-08-26 |
JP4956547B2 (ja) | 2012-06-20 |
WO2007068943A1 (en) | 2007-06-21 |
RU2431554C2 (ru) | 2011-10-20 |
FR2894859A1 (fr) | 2007-06-22 |
EP1960152B1 (en) | 2010-07-14 |
CA2628929A1 (en) | 2007-06-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2008122898A (ru) | Конструктивный элемент и способ изготовления этого элемента | |
RU2440438C2 (ru) | Способ изготовления конструкционного элемента для авиастроения, содержащий дифференциальную холодную проковку | |
CN101688269B (zh) | 具有改善的性能组合的铝合金产品及其制造方法 | |
RU2345172C2 (ru) | Способ изготовления цельной монолитной алюминиевой конструкции и алюминиевое изделие, изготовленное путем механической обработки резанием из такой конструкции | |
CN101418811B (zh) | 一种航空发动机空心风扇叶片 | |
CN108225120B (zh) | 蒙皮骨架结构弹翼 | |
RU2009138450A (ru) | Способ производства составной обшивки в области авиационной и космической промышленности | |
CN101304822A (zh) | 多合金整体挤压结构部件及其制造方法 | |
EP2226133A2 (en) | Method of manufacturing an aerofoil | |
CN105339125A (zh) | 通过线性摩擦焊接获得的改进的结构元件 | |
CN104260436A (zh) | 一种金属金字塔型点阵夹芯板及其制备方法 | |
EP2886449A1 (en) | Leading edge for an aircraft lifting surface | |
US20100226781A1 (en) | Method of manufacturing an aerofoil | |
CN103895854B (zh) | 复合材料机翼与机身连接装置 | |
EP2323799B1 (de) | Verfahren zum verbinden von bauteilen | |
DE19960909A1 (de) | Großflächiges Strukturbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung des Strukturbauteils | |
US9216810B2 (en) | Highly loaded frame of an aircraft fuselage with a lattice structured web | |
WO2009047665A1 (de) | Versteifungsprofil für flugzeugstrukturen | |
CN207550322U (zh) | 一种铝合金全装配式底板结构 | |
US10661381B2 (en) | Structure and method of making same involving welding otherwise non-weldable materials | |
EP1547720B1 (en) | Welding process for large structures | |
DE19941924B4 (de) | Großflächiges Flugzeugstrukturbauteil und Verfahren zur Herstellung des Flugzeugstrukturbauteils | |
GB535229A (en) | Improvements in and relating to airscrew blades | |
Daneshpour et al. | Damage tolerance analyses of laser welded “skin-clip” joints for aerospace applications | |
Clay et al. | Internally reinforced adhesively bonded metal to composite joints |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161216 |