RU2236609C1 - Gas-turbine engine - Google Patents
Gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2236609C1 RU2236609C1 RU2003104960/06A RU2003104960A RU2236609C1 RU 2236609 C1 RU2236609 C1 RU 2236609C1 RU 2003104960/06 A RU2003104960/06 A RU 2003104960/06A RU 2003104960 A RU2003104960 A RU 2003104960A RU 2236609 C1 RU2236609 C1 RU 2236609C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cavity
- combustion chamber
- sections
- turbine
- heat exchanger
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции двухконтурных газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine construction, and in particular to the design of dual-circuit gas turbine engines.
Известен газотурбинный двигатель, содержащий наружный контур и внутренний контур с размещенными в нем компрессором высокого давления, охлаждаемой турбиной, включающей в себя турбины высокого и низкого давления с лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, камерой сгорания с наружным и внутренним кожухами, связанными между собой на входе полыми стойками, и с жаровой трубой, сопловым аппаратом закрутки и думисной полостью, расположенной между компрессором высокого давления, камерой сгорания, турбиной высокого давления и валом, соединяющим турбину с компрессором высокого давления, и отделенной от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением [1].A gas turbine engine is known, comprising an external circuit and an internal circuit with a high pressure compressor located therein, a cooled turbine including high and low pressure turbines with nozzle vanes and an interdisc cavity, a combustion chamber with external and internal casings interconnected at the inlet hollow racks, and with a flame tube, a nozzle spin device and a dummy cavity located between the high-pressure compressor, the combustion chamber, the high-pressure turbine and the shaft, connecting the turbine with a high-pressure compressor, and a labyrinth seal separated from the flow part of the compressor [1].
Основным недостатком известного решения является пониженный уровень экономичности, обусловленный тем, что воздух из думисной полости не участвует в охлаждении и работе турбины, а просто выбрасывается в наружный контур. В этом решении для охлаждения турбины высокого и низкого давления используется только воздух за компрессором высокого давления, отбираемый из воздушной полости камеры сгорания, расположенной между кожухом камеры сгорания и жаровой трубой. Этот же воздух используется и для наддува междисковой полости турбины. Отбор такого количества воздуха из тракта турбины снижает ее мощность и уменьшает экономичность двигателя в целом.The main disadvantage of the known solution is the reduced level of efficiency, due to the fact that air from the dummy cavity is not involved in cooling and operation of the turbine, but is simply discharged into the external circuit. In this solution, only the air behind the high pressure compressor, taken from the air cavity of the combustion chamber located between the casing of the combustion chamber and the flame tube, is used to cool the high and low pressure turbines. The same air is also used to pressurize the interdisc space of the turbine. The selection of such an amount of air from the turbine path reduces its power and reduces the efficiency of the engine as a whole.
Недостатком известного решения является еще и то, что воздух, подаваемый на охлаждение сопловых и рабочих лопаток турбины высокого давления, имеет высокую температуру. Это приводит к высоким значениям температуры на диске и лопатках рабочего колеса, снижающим их ресурс и надежность и как следствие снижающим надежность двигателя в целом.A disadvantage of the known solution is that the air supplied to cool the nozzle and rotor blades of the high pressure turbine has a high temperature. This leads to high temperatures on the disk and the blades of the impeller, reducing their resource and reliability and, as a consequence, reducing the reliability of the engine as a whole.
Задачей изобретения является повышение уровня экономичности и надежности двигателя.The objective of the invention is to increase the level of efficiency and reliability of the engine.
Технический результат достигается тем, что двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий наружный контур и внутренний контур с размещенными в нем компрессором высокого давления, камерой сгорания с жаровой трубой и наружным и внутренним кожухами, связанными между собой на входе полыми стойками, охлаждаемой турбиной, включающей в себя турбины высокого и низкого давления с лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, сопловым аппаратом закрутки и расположенной между компрессором высокого давления, камерой сгорания, турбиной высокого давления и валом, соединяющим турбину с компрессором высокого давления, думисной полостью, отделенной от его проточной части лабиринтным уплотнением, снабжен теплообменником, выполненным в виде отдельных секций, равномерно распределенных по периметру наружного контура и расположенных в одном сечении двигателя по всей высоте наружного контура, причем одна часть секций теплообменника посредством питающих воздуховодов сообщена на входе с думисной полостью, а на выходе - с внутренней полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, а другая часть секций сообщена на входе с расположенной между жаровой трубой и наружным и внутренним кожухами камеры сгорания воздушной полостью, а на выходе через внутренние полости лопаток соплового аппарата турбины высокого давления - с входом в сопловой аппарат закрутки, при этом по обе стороны каждой из секций теплообменника, сообщенных с думисной полостью и с внутренней полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, размещены, по меньшей мере, по одной из секций, сообщенных с воздушной полостью камеры сгорания и сопловым аппаратом закрутки.The technical result is achieved by the fact that a double-circuit gas turbine engine containing an external circuit and an internal circuit with a high-pressure compressor, a combustion chamber with a flame tube and external and internal casings connected to each other at the inlet by hollow struts cooled by a turbine including turbines high and low pressure with the blades of the nozzle apparatus and the interdisc cavity, the nozzle spin device and located between the high pressure compressor, combustion chamber, turbine a high pressure and a shaft connecting the turbine with a high pressure compressor, a dummy cavity separated by a labyrinth seal separated from its flowing part, is equipped with a heat exchanger made in the form of separate sections evenly distributed around the perimeter of the external circuit and located in one engine section along the entire height of the external circuit, moreover, one part of the heat exchanger sections by means of supply ducts is communicated at the inlet with the dumis cavity, and at the outlet, with the internal cavity of the blades of the turbine nozzle apparatus low pressure, and the other part of the sections is communicated at the inlet with an air cavity located between the flame tube and the outer and inner casings of the combustion chamber, and at the outlet through the internal cavities of the blades of the nozzle apparatus of the high-pressure turbine, with an entrance to the nozzle spin apparatus, on both sides each of the sections of the heat exchanger in communication with the dumice cavity and with the inner cavity of the blades of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine is placed at least in one of the sections in communication with the air chamber Temperature and combustion nozzle apparatus twist.
Кроме того, в двигателе может иметь место следующее:In addition, the following may occur in the engine:
- все выходы полых стоек камеры сгорания могут быть соединены между собой раздаточным коллектором, причем каждая секция теплообменника, сообщенная с думисной полостью и с внутренней полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, сообщена с этим раздаточным коллектором;- all the exits of the hollow racks of the combustion chamber can be interconnected by a distributing manifold, each section of the heat exchanger communicated with the dummy cavity and with the internal cavity of the blades of the nozzle apparatus of the low pressure turbine, in communication with this distributing manifold;
- число полых стоек камеры сгорания может совпадать с числом секций теплообменника, сообщенных с думисной полостью и с внутренней полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, а питающий воздуховод размещен в наружном контуре по направлению воздушного потока;- the number of hollow racks of the combustion chamber may coincide with the number of sections of the heat exchanger communicated with the dummy cavity and with the inner cavity of the blades of the nozzle apparatus of the low pressure turbine, and the supply duct is placed in the outer circuit in the direction of air flow;
- думисная полость может быть сообщена с внутренней полостью аппарата закрутки.- the dummy cavity can be communicated with the internal cavity of the spin device.
Сообщение думисной полости питающими воздуховодами, размещенными в наружном контуре двигателя, через внутреннюю полость лопаток соплового аппарата турбины низкого давления с междисковой полостью турбины позволяет производить отбор воздуха не от камеры сгорания, а из думисной полости и направлять его в газовоздушный тракт турбины, тем самым увеличивая мощность турбины. Вместе с тем, в случае сохранения мощности турбины в неизменном значении данное мероприятие позволяет снизить температуру перед турбиной, таким образом, повышая ее надежность работы и ресурс.The communication of the dumice cavity with the supply air ducts located in the external circuit of the engine through the inner cavity of the blades of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine with the interdisk cavity of the turbine allows air to be taken not from the combustion chamber, but from the dummy cavity and to direct it into the gas-air path of the turbine, thereby increasing power turbines. At the same time, if the power of the turbine is kept unchanged, this measure allows to reduce the temperature in front of the turbine, thus increasing its reliability and service life.
Наличие теплообменника и размещение части его секций на питающем воздуховоде позволяет снижать температуру воздуха, подаваемого в сопловой аппарат турбины низкого давления и междисковую полость, снижая тем самым температуру тех элементов конструкции, которую он омывает. Сообщение другой части секций теплообменника на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через внутренние полости лопаток соплового аппарата турбины высокого давления - с входом в сопловой аппарат закрутки также позволяет значительно снизить температуру охлаждающего воздуха.The presence of the heat exchanger and the placement of part of its sections on the supply duct allows to reduce the temperature of the air supplied to the nozzle apparatus of the low-pressure turbine and the inter-disk cavity, thereby reducing the temperature of those structural elements that it washes. The communication of the other part of the heat exchanger sections at the inlet with the air cavity of the combustion chamber, and at the outlet through the internal cavities of the blades of the nozzle apparatus of the high pressure turbine - with the inlet to the nozzle swirl apparatus also significantly reduces the temperature of the cooling air.
Размещение всех секций теплообменника в одном поясе по всей высоте наружного контура двигателя позволяет реализовать высокие скорости их обдува, а также улучшить равномерность обдува.Placing all sections of the heat exchanger in one belt along the entire height of the outer contour of the engine allows realizing high speeds of their blowing, as well as improving the uniformity of blowing.
Наличие раздаточного коллектора полых стоек позволяет оптимизировать число и расположение секций теплообменника, сообщенных с думисной полостью, независимо от количества полых стоек и еще более улучшить равномерность распределения охлаждающего потока в раздаточном коллекторе соплового аппарата турбины низкого давления.The presence of the distributor of hollow racks allows you to optimize the number and arrangement of sections of the heat exchanger in communication with the dummy cavity, regardless of the number of hollow racks, and to further improve the uniformity of the distribution of the cooling flow in the distributor of the nozzle of the low pressure turbine
Одинаковое количество полых стоек и секций теплообменника уменьшает вес конструкции и уменьшает потери давления при транспортировке воздуха.The same number of hollow racks and sections of the heat exchanger reduces the weight of the structure and reduces pressure losses during air transportation.
Размещение отдельных секций, сообщенных с думисной полостью, в окружении секций, сообщенных с воздушной полостью камеры сгорания, и размещение питающих воздуховодов в наружном контуре по направлению воздушного потока повышает равномерность охлаждаемого воздушного потока на выходе из полых стоек и на входе в раздаточный коллектор соплового аппарата последующей ступени турбины.The placement of the individual sections in communication with the dumis cavity, surrounded by the sections in communication with the air cavity of the combustion chamber, and the placement of supply air ducts in the external circuit in the direction of the air flow increases the uniformity of the cooled air flow at the outlet of the hollow pillars and at the entrance to the nozzle distributor of the subsequent apparatus turbine stages.
Сообщение думисной полости с внутренней полостью аппарата закрутки позволяет при отсутствии перепада давлений между думисной полостью и передней полостью турбины высокого давления обеспечить охлаждение вала турбины высокого давления.The communication of the dumis cavity with the internal cavity of the spin apparatus allows, in the absence of a pressure differential between the dumis cavity and the front cavity of the high-pressure turbine, to provide cooling of the high-pressure turbine shaft.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 представлен продольный разрез двигателя (его центральная часть); на фиг.2 - поперечное сечение полых стоек; на фиг.3 - продольное сечение полых стоек; на фиг.4 - вид сверху на теплообменник; на фиг.5 - поперечный разрез теплообменника.The invention is illustrated by drawings, where in Fig.1 shows a longitudinal section of the engine (its Central part); figure 2 is a cross section of hollow racks; figure 3 is a longitudinal section of hollow racks; figure 4 is a top view of the heat exchanger; figure 5 is a cross section of a heat exchanger.
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит наружный контур 1 и внутренний контур с последовательно размещенными в нем компрессором высокого давления 2, камерой сгорания 3 и охлаждаемой турбиной 4, включающей в себя рабочие колеса 5 и 6 турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата 7 и 8 турбин высокого и низкого давления и междисковую полость 9, расположенную между рабочими колесами 5 и 6. Камера сгорания 3 содержит наружный и внутренний кожухи 10, 11, связанные между собой на входе полыми стойками 12, и жаровую трубу 13. Между кожухами 10, 11 и жаровой трубой расположена воздушная полость 14 камеры сгорания 3, связанная посредством многоканального воздуховода 15, проходящего через внутреннюю полость лопаток 7, с сопловым аппаратом закрутки 16. Компрессор 2 высокого давления соединен с турбиной 4 валом 17. Между компрессором 2, внутренним кожухом 10 камеры сгорания 3, рабочим колесом 5 турбины высокого давления и валом 17 расположена думисная полость 18 компрессора 2, отделенная от его проточной части лабиринтным уплотнением 19. Думисная полость 18 сообщена с междисковой полостью 9 посредством питающих воздуховодов 20, размещенных в наружном контуре 1 по направлению воздушного потока. Думисная полость 18 сообщена также посредством отверстий 21 с внутренней полостью аппарата закрутки 16.The double-circuit gas turbine engine contains an external circuit 1 and an internal circuit with a high-pressure compressor 2, a combustion chamber 3 and a cooled turbine 4, sequentially placed in it, including the impellers 5 and 6 of the high and low pressure turbines, the blades of the nozzle apparatus 7 and 8 of the high turbines and low pressure and the interdisk cavity 9 located between the impellers 5 and 6. The combustion chamber 3 contains an outer and inner casing 10, 11, interconnected at the inlet of the
Двигатель снабжен теплообменником 22, одна часть секций 23 которого сообщена на входе с воздушной полостью 14 камеры сгорания 3, а на выходе через внутренние полости лопаток 7 соплового аппарата турбины высокого давления - с входом в сопловой аппарат закрутки 16, а другая часть секций 24 посредством питающих воздуховодов 20 сообщена на входе с думисной полостью 18 компрессора 2, а на выходе - с внутренней полостью лопаток 8 соплового аппарата турбины низкого давления, при этом по обе стороны одной из секций 24 размещены, по меньшей мере, по одной из секций 23. Все выходы полых стоек 12 камеры сгорания 3 соединены между собой раздаточным коллектором 25. С коллектором 25 также соединена каждая секция 24 теплообменника 22. Число полых стоек 12 совпадает с числом секций 24 теплообменника 22.The engine is equipped with a
Двигатель работает следующим образом.The engine operates as follows.
Воздух поступает от компрессора низкого давления на вход компрессора 2 высокого давления, проходит его и на выходе с одной стороны поступает в камеру сгорания 3, а с другой через лабиринтное уплотнение 19 поступает в думисную полость 18. Из воздушной полости 14 камеры сгорания 3 воздух поступает в секции 23 теплообменника 22, где происходит его охлаждение за счет обдува секций 23 более холодным воздухом наружного контура 1. Из теплообменника 22 воздух поступает во внутренние полости лопаток 7 соплового аппарата турбины высокого давления и далее в сопловой аппарат закрутки 16. Из аппарата закрутки 16 воздух через отверстия 21 поступает в думисную полость 18, а через каналы 26 - в тракт охлаждения рабочего колеса 5 и газовоздушный тракт турбины.Air flows from the low-pressure compressor to the inlet of the high-pressure compressor 2, passes through it and, on the one hand, enters the combustion chamber 3, and on the other, through the labyrinth seal 19, enters the dummy cavity 18. From the air cavity 14 of the combustion chamber 3, air enters
Воздух в думисную полость 18 компрессора 2 поступает, с одной стороны, через лабиринтное уплотнение 19, а с другой, через отверстия 21 в аппарате закрутки 16.Air enters the dummy cavity 18 of the compressor 2, on the one hand, through the labyrinth seal 19, and on the other, through the openings 21 in the spin apparatus 16.
Из думисной полости 18 воздух через полые стойки 12 камеры сгорания 3 по питающему воздуховоду 20 поступает на вход секций 24 теплообменника 22, где он охлаждается воздухом наружного контура 1 и далее поступает во внутреннюю полость лопаток 8 соплового аппарата турбины низкого давления и междисковую полость 9.From the dumis cavity 18, air through
Полезная модель позволяет повысить экономичность и надежность двигателя.The utility model improves the efficiency and reliability of the engine.
Источники информацииSources of information
1. Патент РФ №2196239, F 02 C 7/12, 2001 г.1. RF patent No. 2196239, F 02 C 7/12, 2001
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003104960/06A RU2236609C1 (en) | 2003-02-20 | 2003-02-20 | Gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003104960/06A RU2236609C1 (en) | 2003-02-20 | 2003-02-20 | Gas-turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2236609C1 true RU2236609C1 (en) | 2004-09-20 |
Family
ID=33433536
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003104960/06A RU2236609C1 (en) | 2003-02-20 | 2003-02-20 | Gas-turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2236609C1 (en) |
Cited By (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2450141C1 (en) * | 2011-03-16 | 2012-05-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine |
RU2450142C1 (en) * | 2011-03-16 | 2012-05-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine |
RU2450143C1 (en) * | 2011-03-16 | 2012-05-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine |
RU2450144C1 (en) * | 2011-03-16 | 2012-05-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine |
RU2459967C1 (en) * | 2011-04-05 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Double-flow gas turbine engine |
RU2490490C1 (en) * | 2011-12-14 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Double-flow gas-turbine engine |
RU2550371C2 (en) * | 2009-09-25 | 2015-05-10 | Нуово Пиньоне С.п.А. | Method of gas turbine operation, cooling system of gas turbine and gas turbine with such system |
RU2572513C2 (en) * | 2013-09-11 | 2016-01-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Heat-exchange module of air conditioning system of airplane |
RU2617026C1 (en) * | 2015-12-09 | 2017-04-19 | Владимир Леонидович Письменный | Double-flow jet turbine engine cooling method |
RU2618993C1 (en) * | 2015-11-25 | 2017-05-11 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Dual-flow turbojet engine |
RU2755449C1 (en) * | 2020-08-10 | 2021-09-16 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Bypass gas turbine engine |
-
2003
- 2003-02-20 RU RU2003104960/06A patent/RU2236609C1/en active
Cited By (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2550371C2 (en) * | 2009-09-25 | 2015-05-10 | Нуово Пиньоне С.п.А. | Method of gas turbine operation, cooling system of gas turbine and gas turbine with such system |
RU2450141C1 (en) * | 2011-03-16 | 2012-05-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine |
RU2450142C1 (en) * | 2011-03-16 | 2012-05-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine |
RU2450143C1 (en) * | 2011-03-16 | 2012-05-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine |
RU2450144C1 (en) * | 2011-03-16 | 2012-05-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine |
RU2459967C1 (en) * | 2011-04-05 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Double-flow gas turbine engine |
RU2490490C1 (en) * | 2011-12-14 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Double-flow gas-turbine engine |
RU2572513C2 (en) * | 2013-09-11 | 2016-01-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Heat-exchange module of air conditioning system of airplane |
RU2618993C1 (en) * | 2015-11-25 | 2017-05-11 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Dual-flow turbojet engine |
RU2617026C1 (en) * | 2015-12-09 | 2017-04-19 | Владимир Леонидович Письменный | Double-flow jet turbine engine cooling method |
RU2755449C1 (en) * | 2020-08-10 | 2021-09-16 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Bypass gas turbine engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN101178028B (en) | Compound tubine cooled engine | |
US5320485A (en) | Guide vane with a plurality of cooling circuits | |
US4291531A (en) | Gas turbine engine | |
US9163510B2 (en) | Strut for a gas turbine engine | |
RU2453710C2 (en) | Gas turbine engine and method of cooling nozzle vanes | |
CN101178029B (en) | Interstage cooled turbine engine | |
RU2332579C2 (en) | Turbine air cooling circuit heat exchanger | |
US5584651A (en) | Cooled shroud | |
US20170234154A1 (en) | Turbine stator vane with closed-loop sequential impingement cooling insert | |
US9151164B2 (en) | Dual-use of cooling air for turbine vane and method | |
RU2236609C1 (en) | Gas-turbine engine | |
CN106801623B (en) | Turbo blade | |
JPH04232337A (en) | Back flow in cooling device and method for airplane engine | |
CN104929694B (en) | The method of component and manufacture with compound angled air-circulation features | |
CN106988788B (en) | Turbo blade | |
JP2002322915A (en) | Gas turbine | |
US20090293495A1 (en) | Turbine airfoil with metered cooling cavity | |
RU2514818C1 (en) | Cooled turbine | |
JP2017020494A (en) | Method of cooling gas turbine, and gas turbine executing the same | |
RU2459967C1 (en) | Double-flow gas turbine engine | |
RU2347091C1 (en) | Gas-turbine engine | |
RU2200859C2 (en) | Gas turbine engine | |
RU2618993C1 (en) | Dual-flow turbojet engine | |
RU2217597C1 (en) | Gas-turbine engine | |
RU2546371C1 (en) | Cooled turbine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130926 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |