RU2566361C1 - Scroll case of axial high pressure compressor - Google Patents

Scroll case of axial high pressure compressor Download PDF

Info

Publication number
RU2566361C1
RU2566361C1 RU2014122238/06A RU2014122238A RU2566361C1 RU 2566361 C1 RU2566361 C1 RU 2566361C1 RU 2014122238/06 A RU2014122238/06 A RU 2014122238/06A RU 2014122238 A RU2014122238 A RU 2014122238A RU 2566361 C1 RU2566361 C1 RU 2566361C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flange
air
axis
air supply
needs
Prior art date
Application number
RU2014122238/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Ильдар Ганбарович Нутфуллин
Андрей Викторович Карнаухов
Станислав Олегович Селезнев
Николай Николаевич Шумягин
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
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 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
Priority to RU2014122238/06A priority Critical patent/RU2566361C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2566361C1 publication Critical patent/RU2566361C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: scroll case of the axial HP compressor is made in form of volute with spiral diffuser channel, ring slit of air intake and output flange of air blow-off of the diffuser channel. Case additionally includes the output flange of air supply for engine needs, and output flange for air supply for aircraft needs. Two additional flanges are made expanding towards the output and are located against each other along the case circle. The axis of the output flange of the air supply for the engine needs and axis of the flange for air supply for aircraft needs are located at angle β1 = 25-50° relatively to the vertical axis. Axis of the output flange of the air blow-off is located at angle β2 = 5-10° relatively to the horizontal axis. Areas of the flow passages of flanges at output and their angular position along the case circle are determined by the calculation depending on flowrates and speed of air flow through the said flanges upon meeting of the definite conditions. The case is made out of two parts, in places of their securing reinforcements are installed.
EFFECT: increased gas dynamic and strength characteristics of the compressor, reduced weight and labour intensity for manufacturing.
2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкциям корпусов осевых компрессоров высокого давления современных газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine construction, and in particular to the housing structures of axial high pressure compressors of modern gas turbine engines.

Известна конструкция спирального корпуса радиальной вихревой турбомашины, в которой имеется вращающееся рабочее центробежное колесо, предназначенное для нагнетания воздуха (Патент RU №2430274, F04D 29/22, F04D 29/28, опубл. 27.09.2011 г.).A known design of the spiral casing of a radial vortex turbomachine, in which there is a rotating centrifugal impeller, designed to pump air (Patent RU No. 2430274, F04D 29/22, F04D 29/28, publ. 09/27/2011).

Однако известная конструкция не предназначена для использования в осевых компрессорах, обеспечивающих подвод воздуха на самолетные и внутридвигательные нужды.However, the known design is not intended for use in axial compressors, providing air supply for aircraft and inboard engines.

Наиболее близким к заявляемому является спиральный корпус осевого компрессора высокого давления, выполненный в форме «улитки» со спиральным диффузорным каналом, кольцевой щелью забора воздуха и выходным фланцем перепуска воздуха диффузорного канала (Патент RU №2118463, F01D 9/02, F04D 29/42, опубл. 27.08.1998 г.).Closest to the claimed is a spiral casing of an axial high-pressure compressor, made in the form of a "snail" with a spiral diffuser channel, an annular slit of air intake and an outlet flange of the air bypass of the diffuser channel (Patent RU No. 21118463, F01D 9/02, F04D 29/42, published on 08.27.1998).

Известный корпус содержит один диффузорный канал с прямой осью, что не обеспечивает необходимую пропускную способность воздуха при заданных габаритах спирального корпуса, имеет низкие газодинамические и прочностные характеристики из-за высоких потерь полного давления. Корпус выполнен цельным, трудоемок и затратен при изготовлении, а также имеет большой вес.The known casing contains one diffuser channel with a straight axis, which does not provide the necessary air throughput at the given dimensions of the spiral casing, has low gas-dynamic and strength characteristics due to high total pressure losses. The case is made integral, time-consuming and costly to manufacture, and also has a large weight.

Техническим результатом заявленного изобретения является повышение газодинамических и прочностных характеристик компрессора, а также снижение веса корпуса и трудозатрат на его изготовление.The technical result of the claimed invention is to increase the gas-dynamic and strength characteristics of the compressor, as well as reducing the weight of the casing and labor costs for its manufacture.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что спиральный корпус осевого компрессора высокого давления, выполненный в форме «улитки» со спиральным диффузорным каналом, кольцевой щелью забора воздуха и выходным фланцем перепуска воздуха диффузорного канала, согласно изобретению дополнительно содержит выходной фланец подвода воздуха на внутридвигательные нужды и выходной фланец подвода воздуха на самолетные нужды, выполненные расширяющимися к выходу и расположенные друг за другом по окружности корпуса, при этом ось выходного фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды и ось фланца подвода воздуха на самолетные нужды расположены под углом β1=25-50° относительно вертикальной оси, а ось выходного фланца перепуска воздуха расположена под углом β2=5-10° относительно горизонтальной оси, причемThe specified technical result is ensured by the fact that the spiral casing of the axial high-pressure compressor, made in the form of a "snail" with a spiral diffuser channel, an annular slit of air intake and an outlet flange of the air bypass of the diffuser channel, according to the invention further comprises an output flange for supplying air to the internal motor needs and an output air supply flange for aircraft needs made expanding towards the outlet and arranged one after another around the circumference of the hull, while the axis of the outlet a flange on the air supply vnutridvigatelnye needs and supplying air to aircraft axle flange needs are at an angle β 1 = 25-50 ° about a vertical axis, and the outlet flange bypass air axis disposed at an angle β 2 = 5-10 ° relative to a horizontal axis, wherein

F1/F2=1,30-1,35,F 1 / F 2 = 1.30-1.35,

F1/F5=F1/F4=1,3-1,7,F 1 / F 5 = F 1 / F 4 = 1.3-1.7,

F1/F3=2,0-2,5,F 1 / F 3 = 2.0-2.5,

где F1 - площадь кольцевой щели забора воздуха,where F 1 - the area of the annular gap of the air intake,

F2 - максимальная площадь сечения спирального диффузорного канала перед фланцем перепуска воздуха,F 2 - the maximum cross-sectional area of the spiral diffuser channel in front of the air bypass flange,

F3 - площадь проходного сечения выходного фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды,F 3 - the area of the orifice of the outlet flange of the air supply for intra-motor needs,

F4 - площадь проходного сечения выходного фланца подвода воздуха на самолетные нужды,F 4 - the area of the bore of the outlet flange of the air supply for aircraft needs,

F5 - площадь проходного сечения выходного фланца перепуска воздуха, а корпус выполнен из двух частей, в местах крепления которых установлены ребра жесткости.F 5 - the area of the passage section of the outlet flange of the air bypass, and the housing is made of two parts, in the places of attachment of which stiffeners are installed.

При этом угол между осями фланца перепуска воздуха и фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды β3=76°, угол между осями фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды и фланца подвода воздуха на самолетные нужды β4=160 и угол между осями фланца подвода воздуха на самолетные нужды и фланца перепуска воздуха β5=124°.The angle between the axes of the flange of the air bypass and the flange of the air supply to the internal motor needs β 3 = 76 °, the angle between the axes of the flange of the air supply to the internal motor needs and the flange of the air supply to the aircraft needs β 4 = 160 and the angle between the axes of the flange of the air supply to the aircraft needs and flange of air bypass β 5 = 124 °.

Повышение газодинамических и прочностных характеристик компрессора достигается за счет снижения потерь полного давления в спиральном корпусе, обеспечения равномерности воздушного потока в окружном и радиальном направлениях и обеспечения стабильности внутреннего диаметра корпуса в зоне подвода воздуха. При этом заявляемая конструкция спирального корпуса осевого компрессора высокого давления обладает меньшим весом (по сравнению с известными аналогами) и обеспечивает минимальные трудозатраты при его изготовлении.Improving the gas-dynamic and strength characteristics of the compressor is achieved by reducing the loss of total pressure in the spiral casing, ensuring uniform air flow in the circumferential and radial directions, and ensuring the stability of the inner diameter of the casing in the air supply zone. Moreover, the inventive design of the spiral casing of the axial high-pressure compressor has a lower weight (compared with the known analogues) and provides minimal labor costs in its manufacture.

Конструкция корпуса проиллюстрирована на чертежах:The design of the housing is illustrated in the drawings:

на фиг. 1 показано продольное сечение;in FIG. 1 shows a longitudinal section;

на фиг. 2 показан вид А-А на фиг. 1.in FIG. 2 shows a view AA in FIG. one.

Спиральный корпус, имеющий форму «улитки», включает кольцевую щель 1 забора воздуха, предназначенную для забора воздуха из проточной части компрессора (не показан) в кольцевую спиральную полость 2 и имеющую площадь F1, выходной фланец 3 перепуска воздуха. Спиральный диффузорный канал перед выходным фланцем 3 имеет максимальную площадь F2 сечения перепуска воздуха. Корпус содержит два дополнительных выходных фланца: выходной фланец 4 подвода воздуха на самолетные нужды и выходной фланец 5 подвода воздуха на внутридвигательные нужды. Выходные фланцы 4 и 5 выполнены расширяющимися к выходу и расположены друг за другом по окружности корпуса. Оси выходных фланцев 4 и 5 расположены под углом β1=25-50° относительно вертикальной оси, а ось выходного фланца 3 перепуска воздуха - под углом β2=5-10° относительно горизонтальной оси.The spiral housing having the shape of a "snail" includes an annular slit 1 of the air intake, intended for air intake from the flow part of the compressor (not shown) into the annular spiral cavity 2 and having an area F 1 , the outlet flange 3 of the air bypass. The spiral diffuser channel in front of the outlet flange 3 has a maximum area F 2 of the air bypass section. The housing contains two additional output flanges: an output flange 4 for supplying air for aircraft needs and an output flange 5 for supplying air for in-motor needs. The output flanges 4 and 5 are made expandable to the outlet and are arranged one after another around the circumference of the housing. The axis of the output flanges 4 and 5 are located at an angle β 1 = 25-50 ° relative to the vertical axis, and the axis of the output flange 3 of the air bypass is at an angle β 2 = 5-10 ° relative to the horizontal axis.

Площади F3, F4, F5 проходных сечений фланцев 5, 4, 3 на выходе и угловое (β3, β4, β5) расположение их по окружности корпуса определяют расчетным путем в зависимости от величин расходов и скоростей прохода воздуха через указанные фланцы, исходя из соблюдения следующих условий:The areas F 3 , F 4 , F 5 of the passage sections of the flanges 5, 4, 3 at the outlet and the angular (β 3 , β 4 , β 5 ) arrangement of them around the circumference of the casing are determined by calculation, depending on the values of flow rates and air passage through these flanges based on the following conditions:

F1/F2=1,30-1,35,F 1 / F 2 = 1.30-1.35,

F1/F5=F1/F4=1,3-1,7,F 1 / F 5 = F 1 / F 4 = 1.3-1.7,

F1/F3=2,0-2,5,F 1 / F 3 = 2.0-2.5,

где F1 - площадь кольцевой щели 1 забора воздуха,where F 1 - the area of the annular gap 1 air intake,

F2 - максимальная площадь сечения спирального диффузорного канала перед фланцем 3 перепуска воздуха,F 2 - the maximum cross-sectional area of the spiral diffuser channel in front of the flange 3 of the air bypass,

F3 - площадь проходного сечения выходного фланца 5 подвода воздуха на внутридвигательные нужды,F 3 - the area of the bore of the outlet flange 5 of the air supply for intra-motor needs,

F4 - площадь проходного сечения выходного фланца 4 подвода воздуха на самолетные нужды,F 4 - the area of the bore of the outlet flange 4 of the air supply for aircraft needs,

F5 - площадь проходного сечения выходного фланца 3 перепуска воздуха.F 5 - the area of the bore of the outlet flange 3 bypass air.

Оптимальными величинами углов β3, β4, β5 являются: β3=76°, β4=160° и β5=124°.The optimal angles β 3 , β 4 , β 5 are: β 3 = 76 °, β 4 = 160 ° and β 5 = 124 °.

Спиральный корпус осевого компрессора получен методом литья и выполнен разъемным, состоящим из двух частей 6 и 7, в местах крепления которых установлены ребра жесткости 8. Наклонная перегородка 9 служит для разграничения области начала подачи воздуха из кольцевой щели 1 и потока воздуха, идущего непосредственно на перепуск. Также перегородка 9 обеспечивает дополнительное жесткое крепление корпуса и стабильность внутреннего диаметра корпуса в зоне подвода воздуха.The spiral casing of the axial compressor is obtained by casting and made detachable, consisting of two parts 6 and 7, in the places of attachment of which stiffeners 8 are installed. The inclined partition 9 serves to distinguish the area of the beginning of the air supply from the annular gap 1 and the air flow going directly to the bypass . The partition 9 also provides additional rigid mounting of the housing and the stability of the inner diameter of the housing in the area of the air supply.

Во время работы спирального корпуса на него действуют осевые силы до 20 тонн со стороны ротора компрессора. Были проведены трехмерные прочностные и газодинамические расчеты с помощью пакета ANSYS 14.0 и ANSYSCFX 14.0, результаты которых подтверждают эффективность использования заявляемой конструкции корпуса. А также при проектировании корпуса были проанализированы теоретические и аналитические зависимости относительных величин потерь энергии в диффузорных каналах (Ю.С. Подобуев, К.П. Селезнев, «Теория расчета осевых и центробежных компрессоров», 1957).During operation of the spiral casing, axial forces of up to 20 tons act on it from the compressor rotor. Three-dimensional strength and gas-dynamic calculations were performed using the ANSYS 14.0 and ANSYSCFX 14.0 packages, the results of which confirm the effectiveness of using the inventive housing design. Also, when designing the casing, the theoretical and analytical dependencies of the relative values of energy losses in diffuser channels were analyzed (Yu.S. Podobuev, KP Seleznev, “Theory of calculation of axial and centrifugal compressors”, 1957).

Заявляемая конструкция спирального корпуса осевого компрессора работает следующим образом.The inventive design of a spiral housing of an axial compressor operates as follows.

Во время работы компрессора высокого давления через кольцевую щель 1, расположенную за направляющим аппаратом средней ступени, отбирается воздух, который поступает в кольцевую спиральную полость 2. По спиральной траектории воздух движется к местам его выхода. Часть воздуха через выходной фланец 4 поступает на самолетные нужды на низких режимах работы двигателя, причем заслонка фланца 5 закрыта. При высоких режимах работы двигателя часть воздуха через выходной фланец 5 поступает на внутридвигательные нужды, причем заслонка фланца 4 закрыта. Через фланец 3 осуществляется перепуск воздуха в каналах наружного контура на всех режимах.During operation of the high-pressure compressor through the annular gap 1, located behind the guide device of the middle stage, air is drawn, which enters the annular spiral cavity 2. The air moves along the spiral path to the places of its exit. Part of the air through the outlet flange 4 is supplied to aircraft needs at low engine operating modes, and the flap flap 5 is closed. At high engine operating conditions, part of the air through the outlet flange 5 is supplied to the internal motor needs, and the flap 4 shutter is closed. Through the flange 3 is air bypass in the channels of the external circuit in all modes.

Спиральный корпус работает на протяжении всего рабочего цикла компрессора, обеспечивая при этом постоянный отбор воздуха в зависимости от режима, диапазон которого меняется от 4 до 18% от расхода воздуха на входе в компрессор высокого давления.The spiral casing operates throughout the entire compressor operating cycle, while ensuring constant air extraction depending on the mode, the range of which varies from 4 to 18% of the air flow rate at the inlet to the high-pressure compressor.

Предложенную конструкцию корпуса осевого компрессора высокого давления планируется использовать на современных газотурбинных двигателях.The proposed design of the housing of an axial high-pressure compressor is planned to be used on modern gas turbine engines.

Claims (2)

1. Спиральный корпус осевого компрессора высокого давления, выполненный в форме «улитки» со спиральным диффузорным каналом, кольцевой щелью забора воздуха и выходным фланцем перепуска воздуха диффузорного канала, отличающийся тем, что дополнительно содержит выходной фланец подвода воздуха на внутридвигательные нужды и выходной фланец подвода воздуха на самолетные нужды, выполненные расширяющимися к выходу и расположенные друг за другом по окружности корпуса, при этом ось выходного фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды и ось фланца подвода воздуха на самолетные нужды расположены под углом β1=25-50° относительно вертикальной оси, а ось выходного фланца перепуска воздуха расположена под углом β2=5-10° относительно горизонтальной оси, причем
F1/F2=1,30-1,35,
F1/F5=F1/F4=1,3-1,7,
F1/F3=2,0-2,5,
где F1 - площадь кольцевой щели забора воздуха,
F2 - максимальная площадь сечения спирального диффузорного канала перед фланцем перепуска воздуха,
F3 - площадь проходного сечения выходного фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды,
F4 - площадь проходного сечения выходного фланца подвода воздуха на самолетные нужды,
F5 - площадь проходного сечения выходного фланца перепуска воздуха, а корпус выполнен из двух частей, в местах крепления которых установлены ребра жесткости.1. The spiral housing of the axial high-pressure compressor, made in the form of a "snail" with a spiral diffuser channel, an annular slit of air intake and an outlet flange of the air bypass of the diffuser channel, characterized in that it further comprises an output flange for supplying air to the internal motor needs and an output flange for supplying air for aircraft needs made expanding towards the exit and located one after the other around the circumference of the hull, while the axis of the output flange for supplying air to the internal motor needs and the axis of the flange for supplying air to aircraft needs is located at an angle β 1 = 25-50 ° relative to the vertical axis, and the axis of the outlet flange for air bypass is located at an angle β 2 = 5-10 ° relative to the horizontal axis, and
F 1 / F 2 = 1.30-1.35,
F 1 / F 5 = F 1 / F 4 = 1.3-1.7,
F 1 / F 3 = 2.0-2.5,
where F 1 - the area of the annular gap of the air intake,
F 2 - the maximum cross-sectional area of the spiral diffuser channel in front of the air bypass flange,
F 3 - the area of the orifice of the outlet flange of the air supply for intra-motor needs,
F 4 - the area of the bore of the outlet flange of the air supply for aircraft needs,
F 5 - the area of the passage section of the outlet flange of the air bypass, and the housing is made of two parts, in the places of attachment of which stiffeners are installed. 2. Спиральный корпус осевого компрессора высокого давления по п. 1, отличающийся тем, что угол между осями фланца перепуска воздуха и фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды β3=76, угол между осями фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды и фланца подвода воздуха на самолетные нужды β4=160° и угол между осями фланца подвода воздуха на самолетные нужды и фланца перепуска воздуха β5=124°. 2. The spiral housing of the axial high-pressure compressor according to claim 1, characterized in that the angle between the axes of the air bypass flange and the air supply flange for intra-motor needs β 3 = 76, the angle between the axes of the air supply flange axles for the in-motor needs and air supply flange for the aircraft needs β 4 = 160 ° and the angle between the axes of the flange for supplying air to aircraft needs and the flange for air bypass β 5 = 124 °.
RU2014122238/06A 2014-06-02 2014-06-02 Scroll case of axial high pressure compressor RU2566361C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014122238/06A RU2566361C1 (en) 2014-06-02 2014-06-02 Scroll case of axial high pressure compressor

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014122238/06A RU2566361C1 (en) 2014-06-02 2014-06-02 Scroll case of axial high pressure compressor

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2566361C1 true RU2566361C1 (en) 2015-10-27

Family

ID=54362197

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014122238/06A RU2566361C1 (en) 2014-06-02 2014-06-02 Scroll case of axial high pressure compressor

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2566361C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2118463C1 (en) * 1993-09-17 1998-08-27 Ман Гутехоффнунгсхютте АГ Scroll case for turbomachines
US7159402B2 (en) * 2001-12-05 2007-01-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vortex reducer in the high-pressure compressor of a gas turbine
RU64288U1 (en) * 2007-03-05 2007-06-27 Открытое акционерное общество "Самарское конструкторское бюро машиностроения" DRIVE GAS TURBINE ENGINE
RU2302558C1 (en) * 2005-11-24 2007-07-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Compressor of gas-turbine engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2118463C1 (en) * 1993-09-17 1998-08-27 Ман Гутехоффнунгсхютте АГ Scroll case for turbomachines
US7159402B2 (en) * 2001-12-05 2007-01-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vortex reducer in the high-pressure compressor of a gas turbine
RU2302558C1 (en) * 2005-11-24 2007-07-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Compressor of gas-turbine engine
RU64288U1 (en) * 2007-03-05 2007-06-27 Открытое акционерное общество "Самарское конструкторское бюро машиностроения" DRIVE GAS TURBINE ENGINE

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107109947B (en) The stator of aircraft turbine engine
EP2982847B1 (en) Turbocharger with twin parallel compressor impellers and having center housing features for conditioning flow in the rear impeller
US10400788B2 (en) Intermediate intake-type diaphragm and centrifugal rotating machine
JP6468414B2 (en) Compressor vane, axial compressor, and gas turbine
JP6128230B2 (en) Centrifugal compressor and turbocharger
EP3061975B1 (en) Axial compressor with flow recirculation
JP2018135768A (en) Centrifugal compressor
RU2565253C2 (en) Supersonic compressor rotor and supersonic compressor plant
KR20190060710A (en) Radial compressor and turbocharger
US11585347B2 (en) Mixed-flow compressor configuration for a refrigeration system
CN101506488B (en) Compressor housing
US10393019B2 (en) Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine
KR102346583B1 (en) Discharge region of a turbocharger turbine
JP2014152637A (en) Centrifugal compressor
CA2938121C (en) Counter-rotating compressor
RU2566361C1 (en) Scroll case of axial high pressure compressor
EP3156602A1 (en) Axial-flow-machine blade
JP2013224627A (en) Axial flow fan
CN107624150B (en) Guide vane, radial compressor, exhaust gas turbocharger
US10794397B2 (en) Rotor blade and axial flow rotary machine
RU2490496C2 (en) Outlet device of double-flow gas-turbine engine
RU2567892C1 (en) High-pressure compressor stator
JP2021011828A (en) Multistage centrifugal compressor
US10013524B2 (en) Method for designing a turbine with an improved vane-to-blade ratio in the last stage of the turbine
JP2014202102A (en) Centrifugal compressor

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20190923

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20210325

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20210520

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20210701

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20211018

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20220426