RU2008137530A - Аэродинамический закрылок летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством - Google Patents

Аэродинамический закрылок летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством Download PDF

Info

Publication number
RU2008137530A
RU2008137530A RU2008137530/11A RU2008137530A RU2008137530A RU 2008137530 A RU2008137530 A RU 2008137530A RU 2008137530/11 A RU2008137530/11 A RU 2008137530/11A RU 2008137530 A RU2008137530 A RU 2008137530A RU 2008137530 A RU2008137530 A RU 2008137530A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flap
aerodynamic
aerodynamic flap
air
channel
Prior art date
Application number
RU2008137530/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2428354C2 (ru
Inventor
Кнут МАУ (DE)
Кнут МАУ
Михаэль ГРЮНЕВАЛЬД (DE)
Михаэль ГРЮНЕВАЛЬД
Иоганн РАЙХЕНБЕРГЕР (DE)
Иоганн РАЙХЕНБЕРГЕР
Инго БОРХЕРС (DE)
Инго БОРХЕРС
Рогер ДРОБИТЦ (DE)
Рогер ДРОБИТЦ
Original Assignee
Эрбус Дойчланд Гмбх (De)
Эрбус Дойчланд Гмбх
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 Эрбус Дойчланд Гмбх (De), Эрбус Дойчланд Гмбх filed Critical Эрбус Дойчланд Гмбх (De)
Publication of RU2008137530A publication Critical patent/RU2008137530A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2428354C2 publication Critical patent/RU2428354C2/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B64C9/20—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by multiple flaps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
    • B64C23/065—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips
    • B64C23/069—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips
    • 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)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Mobile Radio Communication Systems (AREA)
  • Emergency Protection Circuit Devices (AREA)
  • Fluid-Damping Devices (AREA)
  • Superconductors And Manufacturing Methods Therefor (AREA)
  • Golf Clubs (AREA)
  • Check Valves (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Fittings On The Vehicle Exterior For Carrying Loads, And Devices For Holding Or Mounting Articles (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

1. Аэродинамический закрылок (11; 31) летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством на, по меньшей мере, одной боковой грани (12; 32) аэродинамического закрылка (11; 31), который содержит простирающиеся поперечно направлению потока воздуха элементы, вдоль которых протекает обтекающий аэродинамический закрылок (11; 31) воздух, ! отличающийся тем, что ! простирающиеся поперечно направлению потока воздуха элементы являются выполненными на боковой грани аэродинамического закрылка (11; 31) участками (13; 31, 33) закрылка, которые выполнены таким образом, что между этими участками (13; 31, 33) закрылка выполнены один или более воздушных проходов для сквозного пропуска набегающего на аэродинамический закрылок (11; 31) воздуха, ! при этом выступающие поперечно направлению потока воздуха участки (13) закрылка имеют, по меньшей мере, один выполненный с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка (31) сегмент (33) закрылка, ! при этом сегмент (33) закрылка выполнен с возможностью перемещения таким образом, что он во время соответствующего перемещения открывает, по меньшей мере, один воздушный проход, через который набегающий на аэродинамический закрылок (11; 31) воздух может протекать с нижней стороны к верхней стороне аэродинамического закрылка (31). ! 2. Аэродинамический закрылок (11; 31) по п.1, отличающийся тем, что выполненный с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка (31) сегмент (33) закрылка при своем перемещении может быть откинут от аэродинамического закрылка (31) на стороне восходящего потока и открывает таким образом воздушный проход для сквозного пропуска протекающего с нижней стороны аэр�

Claims (18)

1. Аэродинамический закрылок (11; 31) летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством на, по меньшей мере, одной боковой грани (12; 32) аэродинамического закрылка (11; 31), который содержит простирающиеся поперечно направлению потока воздуха элементы, вдоль которых протекает обтекающий аэродинамический закрылок (11; 31) воздух,
отличающийся тем, что
простирающиеся поперечно направлению потока воздуха элементы являются выполненными на боковой грани аэродинамического закрылка (11; 31) участками (13; 31, 33) закрылка, которые выполнены таким образом, что между этими участками (13; 31, 33) закрылка выполнены один или более воздушных проходов для сквозного пропуска набегающего на аэродинамический закрылок (11; 31) воздуха,
при этом выступающие поперечно направлению потока воздуха участки (13) закрылка имеют, по меньшей мере, один выполненный с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка (31) сегмент (33) закрылка,
при этом сегмент (33) закрылка выполнен с возможностью перемещения таким образом, что он во время соответствующего перемещения открывает, по меньшей мере, один воздушный проход, через который набегающий на аэродинамический закрылок (11; 31) воздух может протекать с нижней стороны к верхней стороне аэродинамического закрылка (31).
2. Аэродинамический закрылок (11; 31) по п.1, отличающийся тем, что выполненный с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка (31) сегмент (33) закрылка при своем перемещении может быть откинут от аэродинамического закрылка (31) на стороне восходящего потока и открывает таким образом воздушный проход для сквозного пропуска протекающего с нижней стороны аэродинамического закрылка (31) на его верхнюю сторону воздуха.
3. Аэродинамический закрылок (11; 31) по п.2, отличающийся тем, что воздушный проход образует ускоряющее протекание воздуха с нижней стороны аэродинамического закрылка (31) на его верхнюю сторону сопла.
4. Аэродинамический закрылок (11; 31) по п.1, отличающийся тем, что длина выполненного с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка (31) сегмента (33) закрылка при взгляде в направлении потока воздуха составляет между 30% и 70% длины боковой грани аэродинамического закрылка (31).
5. Аэродинамический закрылок (11; 31) по п.4, отличающийся тем, что длина выполненного с возможностью перемещения относительно аэродинамического закрылка (31) сегмента (33) закрылка при взгляде в направлении потока воздуха составляет между 30% и 70% хорды профиля аэродинамического закрылка (31).
6. Аэродинамический закрылок (11; 31) по п.1, отличающийся тем, что для сопряжения перемещения выполненного с возможностью перемещения сегмента (33) закрылка с перемещением аэродинамического закрылка (31) предусмотрен механизм стыковки для сопряжения механизма управления аэродинамического закрылка (31) с механизмом управления сегмента (33) подвижного закрылка.
7. Высокоэффективный закрылок (41; 51) летательного аппарата, содержащий влияющее на срыв потока устройство на, по меньшей мере, одной боковой грани (12; 32) аэродинамического закрылка (21), отличающийся тем, что влияющее на срыв потока устройство содержит
по меньшей мере, одно устройство для подачи сжатого воздуха, и
по меньшей мере, один выходящий на боковую грань (42; 52) аэродинамического закрылка (41; 51) и сообщающийся с, по меньшей мере, одним устройством для подачи сжатого воздуха канал (43; 54) для выдувания сжатого воздуха в окружающее пространство аэродинамического закрылка (41; 51).
8. Высокоэффективный закрылок (41; 51) летательного аппарата по п.7, отличающийся тем, что выходящий канал (43; 54) выходит на поверхность профиля боковой грани (42; 52).
9. Высокоэффективный закрылок (41; 51) летательного аппарата по п.7, отличающийся тем, что выходящий канал (43; 54) выходит под углом 70-110° к контуру боковой грани (42; 52).
10. Высокоэффективный закрылок (41; 51) летательного аппарата по п.7, отличающийся тем, что выходящий канал (43; 54) имеет подключение для сопряжения с системой летательного аппарата таким образом, что выдуваемый через выходящий канал (43; 54) сжатый воздух может быть подан из системы отбора воздуха авиационных двигателей.
11. Высокоэффективный закрылок (41; 51) летательного аппарата по п.7, отличающийся тем, что продуваемый через выходящий на боковой грани (52) аэродинамического закрылка (51) канал (54) сжатый воздух генерируется динамическим давлением.
12. Высокоэффективный закрылок (41; 51) летательного аппарата по п.11, отличающийся тем, что влияющее на срыв потока устройство содержит, по меньшей мере, один входящий в обращенной к потоку области аэродинамического закрылка (51) канал (53) и сообщающийся с входящим каналом (53) и выходящий на боковую грань (42; 52) аэродинамического закрылка (51) канал (43; 54) для сквозного пропуска набегающего от аэродинамического закрылка воздуха.
13. Устройство для влияния на срыв потока высокоэффективного закрылка летательного аппарата (11; 31), отличающееся тем, что влияющее на срыв потока устройство для выдувания сжатого воздуха в окружающее пространство аэродинамического закрылка (41; 51) содержит
по меньшей мере, одно устройство для подачи сжатого воздуха, и
по меньшей мере, один выходящий канал (43; 54) для выдувания сжатого воздуха в окружающее пространство аэродинамического закрылка (41; 51), который выполнен с возможностью размещения на боковой грани (42; 52) аэродинамического закрылка (41; 51), и
соединительную деталь для соединения устройства подачи сжатого воздуха с выходящим каналом.
14. Устройство по п.13, отличающееся тем, что выходящий канал (43; 54) выполнен так, что он может быть расположен в аэродинамическом закрылке (41; 51) таким образом, что он выходит на поверхность профиля боковой грани (42; 52).
15. Устройство по п.13, отличающееся тем, что выходящий канал (43; 54) выполнен так, что он может быть расположен в аэродинамическом закрылке (41; 51) таким образом, что он выходит на месте выхода под углом 70-110° к контуру боковой грани (42; 52).
16. Устройство по п.13, отличающееся тем, что выходящий канал (43; 54) имеет подключение для сопряжения с системой летательного аппарата таким образом, что выдуваемый через отводящий канал (43; 54) сжатый воздух может быть подан из системы отбора воздуха авиационных двигателей.
17. Устройство по п.13, отличающееся тем, что оно имеет устройство подачи сжатого воздуха, посредством которого подается сжатый воздух, который может продуваться через выходящий у боковой грани (52) аэродинамического закрылка (51) канал (54).
18. Устройство по п.17, отличающееся тем, что влияющее на срыв потока устройство содержит
по меньшей мере, один первый входящий канал (53), который может быть размещен в обращенной потоку области аэродинамического закрылка (51), и
сообщающийся с первым входящим каналом (53) и выполненный с возможностью размещения на боковой грани (42; 52) аэродинамического закрылка (51) отходящий канал (43; 54) для сквозного пропуска вытекающего от аэродинамического закрылка воздуха.
RU2008137530/11A 2006-02-23 2007-02-23 Аэродинамический закрылок летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством RU2428354C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006008434.9 2006-02-23
DE102006008434A DE102006008434A1 (de) 2006-02-23 2006-02-23 Vorrichtung zur Reduzierung des aerodynamisch bedingten Lärms an der Seitenkante einer Stellfläche, insbesondere einer Hochauftriebsfläche eines Flugzeugs

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008137530A true RU2008137530A (ru) 2010-03-27
RU2428354C2 RU2428354C2 (ru) 2011-09-10

Family

ID=38262623

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008137530/11A RU2428354C2 (ru) 2006-02-23 2007-02-23 Аэродинамический закрылок летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством

Country Status (10)

Country Link
US (1) US8096513B2 (ru)
EP (1) EP1986912B1 (ru)
JP (1) JP2009527405A (ru)
CN (1) CN101454202B (ru)
AT (1) ATE490913T1 (ru)
BR (1) BRPI0708308A2 (ru)
CA (1) CA2643071A1 (ru)
DE (3) DE102006008434A1 (ru)
RU (1) RU2428354C2 (ru)
WO (1) WO2007095931A2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2597046C2 (ru) * 2011-04-11 2016-09-10 Зе Боинг Компани Летательный аппарат с аэродинамическим элементом и способ его полета

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0802000D0 (en) * 2008-02-04 2008-03-12 Wingtec Holdings Ltd Aerofoil control devices
JP5286527B2 (ja) 2009-07-13 2013-09-11 三菱重工業株式会社 高揚力発生装置、翼および高揚力発生装置の騒音低減装置
US20170088254A1 (en) * 2011-03-10 2017-03-30 RuiQing Hong Ultra-High-Pressure Fluid Injection Dynamic Orbit-Transfer System and Method
US9227719B2 (en) 2011-03-11 2016-01-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Reactive orthotropic lattice diffuser for noise reduction
US8708272B1 (en) 2011-03-11 2014-04-29 The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration Landing gear door liners for airframe noise reduction
US9132909B1 (en) 2011-03-11 2015-09-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Flap edge noise reduction fins
BR112013025160B1 (pt) 2011-03-30 2021-06-15 The Society Of Japanese Aerospace Companies Dispositivo de hipersustentação para uma aeronave
JP5956803B2 (ja) * 2012-03-29 2016-07-27 一般社団法人日本航空宇宙工業会 飛行体の高揚力装置
RU2513344C1 (ru) * 2012-12-18 2014-04-20 Юлия Алексеевна Щепочкина Крыло летательного аппарата
EP3269635A1 (en) 2016-07-12 2018-01-17 The Aircraft Performance Company UG Airplane wing
FR3054714B1 (fr) * 2016-08-01 2018-08-31 Airbus Operations Sas Procede de masquage d'un signal sonore genere par un element d'une peau d'un aeronef
US10532805B2 (en) * 2016-09-20 2020-01-14 Gulfstream Aerospace Corporation Airfoil for an aircraft having reduced noise generation
NL2018783B1 (en) * 2017-01-12 2018-07-25 Infinity Holding B V A device for influencing the wake flow of an aerofoil, aerofoil comprising such a device, and aircraft comprising such an aerofoil
WO2018130612A1 (en) * 2017-01-12 2018-07-19 Infinity Holding B.V. A device for influencing the wake flow of an aerofoil, aerofoil comprising such a device, and aircraft comprising such an aerofoil
ES2779013T3 (es) 2017-07-12 2023-10-17 The Aircraft Performance Company Gmbh Ala de avión con al menos dos aletas de punta de ala
ES2819559T3 (es) 2017-12-15 2021-04-16 The Aircraft Performance Company Gmbh Ala de aeroplano
ES2905192T3 (es) 2018-01-15 2022-04-07 The Aircraft Performance Company Gmbh Ala de avión
DE102018121395B4 (de) * 2018-09-03 2021-06-17 Airbus Defence and Space GmbH Endrippenanordnung für eine Auftriebshilfevorrichtung eines Luftfahrzeugs mit Lärmminderung
CN112644687B (zh) * 2020-12-31 2024-05-17 中国商用飞机有限责任公司 飞机后缘襟翼
CN113859515A (zh) * 2021-11-08 2021-12-31 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种飞机襟翼
WO2023218164A1 (en) * 2022-05-09 2023-11-16 Bae Systems Plc Control surface arrangement and method
EP4276013A1 (en) * 2022-05-09 2023-11-15 BAE SYSTEMS plc Control surface arrangement and method

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
LU34999A1 (ru) *
US3596854A (en) * 1969-06-09 1971-08-03 William R Haney Jr Vortex generator for airfoil structures
US3881669A (en) * 1973-05-16 1975-05-06 Martin Lessen Method and apparatus for elimination of airfoil trailing vortices
US4671473A (en) * 1984-11-08 1987-06-09 Goodson Kenneth W Airfoil
JPH02293298A (ja) * 1989-05-08 1990-12-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機の主翼
JPH04108095A (ja) * 1990-08-28 1992-04-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機
US5158251A (en) * 1990-11-16 1992-10-27 The United State Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Aerodynamic surface tip vortex attenuation system
US5823480A (en) * 1993-04-05 1998-10-20 La Roche; Ulrich Wing with a wing grid as the end section
JP2951540B2 (ja) 1994-06-30 1999-09-20 川田工業株式会社 回転翼航空機の低騒音化装置
RU2174483C2 (ru) * 1998-07-13 2001-10-10 Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла (варианты)
US6283406B1 (en) * 1999-09-10 2001-09-04 Gte Service Corporation Use of flow injection and extraction to control blade vortex interaction and high speed impulsive noise in helicopters
JP4535550B2 (ja) * 2000-02-23 2010-09-01 富士重工業株式会社 回転翼航空機の回転翼羽根
DE10020177A1 (de) * 2000-04-25 2001-11-08 Daimler Chrysler Ag Einrichtung zur Lärmminderung an Tragflügeln von Flugzeugen
DE10052022A1 (de) * 2000-10-13 2002-05-16 Univ Dresden Tech Anordnung zum Einsatz in turbulenten Scherschichten und Wirbelstrukturen
GB0115130D0 (en) * 2001-06-21 2001-08-15 Bae Systems Plc A winglet
US6578798B1 (en) * 2002-04-08 2003-06-17 Faruk Dizdarevic Airlifting surface division
US6948906B2 (en) * 2003-04-02 2005-09-27 University Of Maryland Rotor blade system with reduced blade-vortex interaction noise
US7661629B2 (en) * 2004-02-20 2010-02-16 The Boeing Company Systems and methods for destabilizing an airfoil vortex
US7100875B2 (en) * 2004-02-20 2006-09-05 The Boeing Company Apparatus and method for the control of trailing wake flows
US7637462B2 (en) * 2006-04-28 2009-12-29 Anadish Kumar Pal Surface flow diverting and static charging ducted pores on wing or blade tip to reduce wake and BVI noise
US20070262205A1 (en) * 2006-05-09 2007-11-15 Grant Roger H Retractable multiple winglet
US7686253B2 (en) * 2006-08-10 2010-03-30 The Boeing Company Systems and methods for tracing aircraft vortices

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2597046C2 (ru) * 2011-04-11 2016-09-10 Зе Боинг Компани Летательный аппарат с аэродинамическим элементом и способ его полета

Also Published As

Publication number Publication date
US8096513B2 (en) 2012-01-17
RU2428354C2 (ru) 2011-09-10
ATE490913T1 (de) 2010-12-15
CN101454202B (zh) 2012-05-23
CA2643071A1 (en) 2007-08-30
WO2007095931A2 (de) 2007-08-30
DE102006008434A1 (de) 2007-09-06
US20090084905A1 (en) 2009-04-02
JP2009527405A (ja) 2009-07-30
CN101454202A (zh) 2009-06-10
WO2007095931A3 (de) 2007-11-01
EP1986912B1 (de) 2010-12-08
EP1986912A2 (de) 2008-11-05
BRPI0708308A2 (pt) 2011-05-24
DE112007001019A5 (de) 2009-01-29
DE502007005892D1 (de) 2011-01-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2008137530A (ru) Аэродинамический закрылок летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством
CN102438897B (zh) 高升力襟翼、具有用于影响在高升力襟翼上流动的装置的高升力襟翼构造以及具有这样构造的飞机
US7143983B2 (en) Passive jet spoiler for yaw control of an aircraft
KR101586008B1 (ko) 헬리콥터
JP5813017B2 (ja) ターボチャージャ
WO2010019177A3 (en) Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine
RU2010147891A (ru) Заборник свежего воздуха для воздушного судна
BR112012008685A2 (pt) conjunto de um motor com turbina a gás e de uma nacela
WO2009041089A1 (ja) バッテリユニット
WO2014133996A1 (en) Gas recirculation in turbocharged diesel engines
EP3171011B1 (en) An exhaust gas recirculation apparatus
US20130168045A1 (en) Ram air channel arrangement and aircraft air conditioning system
WO2007057761A3 (en) Movable sleeve exhaust gas recirculation system
RU2012111248A (ru) Горелка, в частности, для газовых турбин
EP1998027A3 (en) Gas turbine engine comprising a nacelle compartment plenum for bleed air flow delivery system
WO2011110327A3 (en) A high lift system for an aircraft
CN101392687A (zh) 用于增强涡轮机性能的冷却回路
WO2011076428A3 (en) A high lift system for an aircraft
GB750622A (en) Improvements in or relating to jet propulsion units for aircraft
EA201000679A1 (ru) Автономная роторная система для воздушного летательного аппарата
US8322126B2 (en) Gas turbine exhaust assembly
RU2008134589A (ru) Перепускная турбомашина с уменьшенным шумом струи
CA2380893A1 (en) A system for supplying an aircraft with cool air
RU2011123482A (ru) Гондола турбореактивного двигателя
WO2011076425A3 (en) High-lift system for an aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
TK4A Correction to the publication in the bulletin (patent)

Free format text: AMENDMENT TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL: 25-2011 FOR TAG: (73)

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180224