RU2618171C1 - Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре - Google Patents
Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре Download PDFInfo
- Publication number
- RU2618171C1 RU2618171C1 RU2015146867A RU2015146867A RU2618171C1 RU 2618171 C1 RU2618171 C1 RU 2618171C1 RU 2015146867 A RU2015146867 A RU 2015146867A RU 2015146867 A RU2015146867 A RU 2015146867A RU 2618171 C1 RU2618171 C1 RU 2618171C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- fire
- nacelle
- signal
- engine nacelle
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
Abstract
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета. Контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Тм/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, и сравнивают его с заданным значением 
..В случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «V1. Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение nв, используя его в качестве заданного значения 
для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания. При наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия
Description
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета.
Известен способ управления тягой авиационного газотурбинного двигателя, который предусматривает измерение положения рычага управления двигателем αРУД, температуры 
и давления 
воздуха на входе в двигатель, оценку состояния системы отбора воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, измерение частоты вращения турбокомпрессора (ротора высокого давления) nвд, формирование заданного значения частоты вращения 
на основе заранее установленной функциональной зависимости типа 
, сравнение программного значения с измеренным значением nвд и изменение расхода топлива Gт в камеру сгорания газотурбинного двигателя для минимизации рассогласования 
. («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией Иноземцева А.А., М., Либра-К, 2007 г., стр. 190-191).
Недостатком известного способа является то, что в случае возникновения пожара имеется риск появления неконтролируемых отказов датчиков двигателя или их линий связи, расположенных непосредственно в зоне возможного очага возгорания. Как следствие, это может привести к ложным измерениям двигательных параметров с последующим самопроизвольным изменением тяги двигателя на взлетном режиме, что может оказать влияние на безопасность полета.
Наиболее близким к данному изобретению является способ управления расходом топлива в ГТД, заключающийся в том, что предусматривают измерение положения рычага управления двигателем αРУД, температуры и давления воздуха на входе в двигатель, оценивают состояние системы отбора воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, также измеряют частоту вращения вентилятора nв, формируют заданное значение частоты вращения 
на основе заранее установленной функциональной зависимости 
, сравнивают программное значение с измеренным значением nв и через дозатор топлива изменяют расход топлива Gт в камеру сгорания газотурбинного двигателя для минимизации рассогласования 
. При этом при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого самолетной противопожарной системой, фиксируют (запоминают) текущее значение частоты вращения вентилятора nв и используют его в качестве заданного значения в течение наперед заданного времени (~ 5 минут), по истечении которого прекращают подачу топлива в камеру сгорания и выключают двигатель (патент RU №2497001, F02C 9/26, опубл. 27.10.2013).
Недостатками известного способа являются:
1. Имеется риск возникновения ложного сигнала «Пожар в мотогондоле» на взлете, например, из-за переменного контакта в электропроводке датчиков сигнализации о пожаре или сбоев в вычислителе самолетной противопожарной системы. Подобная ситуация может привести к необоснованной стабилизации режима двигателя и, фактически, к неуправляемости двигателя экипажем, дальнейшей необходимости останова исправного ГТД, что негативно влияет на безопасность полетов.
2. Наличие стабилизации режима двигателя в течение ~5 минут после возникновения пожара может привести к еще более худшим последствиям, чем снижение тяги двигателя. Так, длительное сохранение максимальной подачи топлива в двигатель (на уровне 7-10 тонн в час) в условиях пожара в сочетании с возможными развитиями отказов в самолетной системе топливоподачи или в двигательных трубопроводных коммуникациях может привести к резкому увеличению зоны пожара, обильному факелению и перебросу пламени на элементы самолета. Например, подобно катастрофе, произошедшей за время ≤2 мин с пассажирским самолетом «Конкорд» 25.07.2000 г. В таких ситуациях для обеспечения безопасности полета требуется оперативное прекращение подачи топлива.
Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении безопасности полета на взлете самолета.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме, включающем измерение положения рычага управления двигателем αРУД, температуры и давления воздуха на входе в двигатель, частоты вращения вентилятора nв, частоты вращения турбокомпрессора nвд, формирование заданного значения частоты вращения , сравнение его с измеренным значением nв, контроль расхода топлива Gт в камеру сгорания и контроль поступления сигнала «Пожар в мотогондоле», согласно изобретению дополнительно контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Тм/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, формируют заданное значение 
температурного состояния в мотогондоле двигателя и сравнивают его с параметром Тм/г, при этом в случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «V1. Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора nв, используя его в качестве заданного значения 
для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания, а при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия 
формируют управляющее воздействие в камеру сгорания на снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя, причем при сохранении сигнала «Пожар в мотогондоле» одновременно с выполнением условия в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью, а в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают.
При этом в качестве параметра Тм/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, может быть использована температура воздуха внутри электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.
Температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя измеряют с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.
В качестве параметра Тм/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, может быть использована температура воздуха снаружи электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.
Наличие и контроль при взлете самолета сигнала «V1. Скорость принятия решения» одновременно с сигналом «Пожар в мотогондоле» исключает ложные срабатывания стабилизации режима двигателя при разбеге на взлетно-посадочной полосе, что повышает безопасность полета.
Превышение температуры Тм/г в мотогондоле двигателя над заданным значением температуры Тм/г прог, т.е. Тм/г>Тм/г прог и наличие сигнала «Пожар в мотогондоле» также исключают ложные срабатывания о пожарной ситуации, что позволяет в течение 1-3 секунд прекратить подачу топлива в камеру сгорания двигателя, тем самым повысить безопасность полета.
На чертеже представлена схема устройства для реализации заявленного способа.
Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков параметров ГТД, датчик 2 температуры Тм/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле, электронный регулятор 3 двигателя, дозатор 4 топлива в камеру сгорания ГТД, клапан 5 останова.
Электронный регулятор 3 на современных газотурбинных двигателях представляет собой специализированную цифровую вычислительную машину, работающую в реальном масштабе времени, оснащенную устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами, исполнительными элементами, в т.ч. по управлению расходом топлива Gт в камеру сгорания, а также устройствами сопряжения с системами самолета, включая противопожарную систему и систему воздушных сигналов.
Из противопожарной системы в электронный регулятор 3 может поступать сигнал «Пожар в мотогондоле». Из системы воздушных сигналов в электронный регулятор 3 поступает сигнал «V1. Скорость принятия решения».
Скорость принятия решения V1 - это скорость разбега самолета, до которой взлет может быть безопасно прекращен и самолет остановится в пределах взлетно-посадочной полосы. В случае, если отказ произошел на скорости, большей V1, необходимо продолжить взлет. Большинство типов самолетов гражданской авиации с несколькими двигателями сконструированы так, что, даже если на взлете откажет один из двигателей, суммарной тяги остальных хватит на то, чтобы продолжить разбег до безопасной скорости, подняться на минимальную высоту, с которой можно зайти на глиссаду и посадить самолет.
Электронный регулятор 3 двигателя размещают непосредственно на двигателе, а именно на наружном корпусе двигателя в пространстве мотогондолы.
Электронный регулятор 3 содержит запоминающее устройство, в котором записано программное обеспечение, реализующее алгоритмы управления ГТД.
Заявленный способ осуществляется следующим образом.
Электронным регулятором 3 с помощью блока 1 датчиков измеряют положение рычага управления двигателем αРУД, частоту вращения вентилятора nв, частоту вращения турбокомпрессора nвд, температуру 
и давление 
воздуха на входе в двигатель, контролируют другие параметры двигателя, в т.ч. число Маха полета. Одновременно электронным регулятором 3 контролируют прохождение из самолетных систем дискретных сигналов - «Стояночный тормоз отключен», «Пожар в мотогондоле» и дополнительно - «V1. Скорость принятия решения»,
- формируют управляющие воздействия в механизацию компрессора ГТД и регулируют расход топлива Gт в камеру сгорания для поддержания требуемого уровня тяги по программе 
,
- формируют признак взлетного режима по наличию следующих условий: рычаг управления двигателем (РУД) находится на площадке взлетного режима, наличие сигнала «Стояночный тормоз отключен», частота вращения вентилятора соответствует взлетному режиму.
Электронный регулятор 3 с помощью блока 2 также дополнительно постоянно измеряет параметр температуры в мотогондоле двигателя Тм/г и сравнивает его с заданным значением температуры в мотогондоле 
.
На взлетном режиме, в процессе разбега по взлетно-посадочной полосе в электронный регулятор 3 поступает сигнал «V1. Скорость принятия решения». Далее, в случае поступления в электронный регулятор 3 сигнала «Пожар в мотогондоле» из самолетной противопожарной системы и ранее сформированном признаке режима взлета самолета, электронный регулятор 3 фиксирует (запоминает) значение nв и использует его в качестве заданного (программного) значения 
. Таким образом стабильно поддерживается расход топлива в камеру сгорания и, следовательно, тяга взлетного режима, в т.ч. при ложных измерениях двигательных параметров, вызванных пожаром.
Дополнительно, при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» и величине температуры электронный регулятор 3 формирует сигнал в дозатор 4 топлива на снижение расхода топлива, соответствующего режиму полетного малого газа двигателя.
При сохранении условий (наличие сигнала «Пожар в мотогондоле» и ) в течение Δτ=1-3 секунд электронный регулятор 3 формирует команду на прекращение подачи топлива в камеру сгорания полностью (Gт=0), т.е. включает клапан 5 останова.
После прекращения подачи топлива в двигатель и в процессе снижения режима дальнейшее управление механизацией компрессора (входной направляющий аппарат, клапана перепуска воздуха) осуществляют по штатным программам управления, например, в зависимости от nвд для исправного состояния двигателя.
Необходимо отметить, что зона действия заявленного способа управления тягой газотурбинного двигателя ограничивается только условиями взлетного режима. Так, например, после снятия РУД с площадки взлетного режима и переводе его на номинальный режим (набор высоты) или при частоте вращения вентилятора ниже взлетного режима, включение режима фиксации не выполняется (блокируется).
Также следует отметить, что в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» на взлетном режиме фиксацию режима работы двигателя прекращают. Такой подход, в отличие от прототипа, позволяет снять возможное фиксирование режима без останова двигателя, в т.ч. при ложном формировании сигнала «Пожар в мотогондоле».
В качестве параметра температуры Тм/г может быть взят параметр температуры воздуха внутри корпуса электронного регулятора 3, размещенного на наружном корпусе двигателя в пространстве мотогондолы, или параметр температуры воздуха в мотогондоле, измеряемый с помощью отдельного датчика, т.е. вне электронного регулятора 3.
Измерение температуры воздуха внутри корпуса электронного регулятора 3 может быть осуществлено с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.
Таким образом, повышение безопасности полета на взлете самолета обеспечивается исключением ложных срабатываний стабилизации режима двигателя при разбеге по взлетно-посадочной полосе за счет введения сигнала «V1. Скорость принятия решения» и за счет снятия стабилизации режима двигателя при снятии сигнала «Пожар в мотогондоле». При этом возможное развитие пожароопасной ситуации выполняется оперативным прекращением подачи топлива в камеру сгорания двигателя за 1-3 секунды при наличии подтверждающего сигнала о превышении температуры Тм/г.
Claims (4)
1. Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме, включающий измерение положения рычага управления двигателем αРУД, температуры 
и давления 
воздуха на входе в двигатель, частоты вращения вентилятора nв, частоты вращения турбокомпрессора nвд, формирование заданного значения частоты вращения 
, сравнение его с измеренным значением nв, контроль расхода топлива Gт в камеру сгорания и контроль поступления сигнала «Пожар в мотогондоле», отличающийся тем, что дополнительно контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Tм/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, формируют заданное значение 
температурного состояния в мотогондоле двигателя и сравнивают его с параметром Tм/г, при этом в случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «V1. Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора nв, используя его в качестве заданного значения 
для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания, а при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия 
формируют управляющее воздействие в камеру сгорания на снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя, причем при сохранении сигнала «Пожар в мотогондоле» одновременно с выполнением условия 
в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью, а в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве параметра Tм/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, используют температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.
3. Способ по п. 2, отличающийся тем, что температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя измеряют с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.
4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве параметра Tм/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, используют температуру воздуха снаружи электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015146867A RU2618171C1 (ru) | 2015-10-30 | 2015-10-30 | Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре |
| PCT/RU2016/000732 WO2017074227A1 (ru) | 2015-10-30 | 2016-10-26 | Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015146867A RU2618171C1 (ru) | 2015-10-30 | 2015-10-30 | Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2618171C1 true RU2618171C1 (ru) | 2017-05-02 |
Family
ID=58631858
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015146867A RU2618171C1 (ru) | 2015-10-30 | 2015-10-30 | Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2618171C1 (ru) |
| WO (1) | WO2017074227A1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2726491C1 (ru) * | 2019-09-05 | 2020-07-14 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя |
| RU2817575C1 (ru) * | 2023-10-25 | 2024-04-16 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Способ контроля теплового состояния электронного регулятора газотурбинного двигателя |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20070234739A1 (en) * | 2005-09-20 | 2007-10-11 | Honeywell International, Inc. | Gas turbine engine cold start mechanization |
| US7406820B2 (en) * | 2005-03-25 | 2008-08-05 | Honeywell International Inc. | System and method for turbine engine adaptive control for mitigation of instabilities |
| RU2435973C1 (ru) * | 2010-03-22 | 2011-12-10 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива на запуске газотурбинного двигателя |
| RU2489592C1 (ru) * | 2011-12-30 | 2013-08-10 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель |
| RU2497001C1 (ru) * | 2012-05-10 | 2013-10-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель |
| RU2514463C1 (ru) * | 2012-09-07 | 2014-04-27 | Закрытое Акционерное Общество Научно-Производственная Фирма "Газ-Система-Сервис" | Способ управления механизацией компрессора газотурбинного двигателя |
-
2015
- 2015-10-30 RU RU2015146867A patent/RU2618171C1/ru active
-
2016
- 2016-10-26 WO PCT/RU2016/000732 patent/WO2017074227A1/ru active Application Filing
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7406820B2 (en) * | 2005-03-25 | 2008-08-05 | Honeywell International Inc. | System and method for turbine engine adaptive control for mitigation of instabilities |
| US20070234739A1 (en) * | 2005-09-20 | 2007-10-11 | Honeywell International, Inc. | Gas turbine engine cold start mechanization |
| RU2435973C1 (ru) * | 2010-03-22 | 2011-12-10 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива на запуске газотурбинного двигателя |
| RU2489592C1 (ru) * | 2011-12-30 | 2013-08-10 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель |
| RU2497001C1 (ru) * | 2012-05-10 | 2013-10-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель |
| RU2514463C1 (ru) * | 2012-09-07 | 2014-04-27 | Закрытое Акционерное Общество Научно-Производственная Фирма "Газ-Система-Сервис" | Способ управления механизацией компрессора газотурбинного двигателя |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2726491C1 (ru) * | 2019-09-05 | 2020-07-14 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя |
| RU2817575C1 (ru) * | 2023-10-25 | 2024-04-16 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Способ контроля теплового состояния электронного регулятора газотурбинного двигателя |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2017074227A1 (ru) | 2017-05-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2608990C1 (ru) | Способ и устройство обнаружения обледенения воздухозаборника газотурбинного двигателя | |
| US10371002B2 (en) | Control system for a gas turbine engine | |
| EP3399155B1 (en) | Method and system for accommodating loss of a torque signal | |
| US10176648B2 (en) | Method and device for notifying an authorization to completely shut down an aircraft gas turbine engine | |
| EP3409926B1 (en) | Method and system for detecting a high temperature condition of a gas turbine | |
| US10071820B2 (en) | Inclement weather detection for aircraft engines | |
| EP2906796B1 (en) | Engine monitor for a multi-engine system | |
| RU2451921C1 (ru) | Способ контроля технического состояния газотурбинной установки | |
| RU2618171C1 (ru) | Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре | |
| CN110736625A (zh) | 一种识别双转子燃气涡轮发动机主燃烧室熄火的方法 | |
| US10829236B2 (en) | Inclement weather detection in aircraft | |
| CN110225863B (zh) | 用于控制应急设备的方法和系统 | |
| CA3060471A1 (en) | Engine optimization biased to high fuel flow rate | |
| EP3106649A1 (en) | Aircraft gas turbine propulsion engine control without aircraft total air temperature sensors | |
| EP4019396A1 (en) | System and method for detecting propeller malfunction | |
| RU2666886C1 (ru) | Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета | |
| US10302021B2 (en) | Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events | |
| CA3015428A1 (en) | Method and system for directing fuel flow to an engine | |
| EP3855004B1 (en) | Methods and systems for starting a gas turbine engine | |
| US11421606B2 (en) | System and method for detecting and accommodating a loss of torque on a gas turbine engine | |
| RU2305788C2 (ru) | Способ аварийной защиты газотурбинного двигателя при отказах и неисправностях | |
| RU2310100C2 (ru) | Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора | |
| RU2489592C1 (ru) | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель | |
| RU2482024C2 (ru) | Способ управления силовой установкой вертолета | |
| RU2817575C1 (ru) | Способ контроля теплового состояния электронного регулятора газотурбинного двигателя |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20180706 |
|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20180924 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20190903 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20191120 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20201019 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20210115 |
|
| 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 |