CN106092534B - 叶片模态阻尼测定方法 - Google Patents
叶片模态阻尼测定方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106092534B CN106092534B CN201610402907.XA CN201610402907A CN106092534B CN 106092534 B CN106092534 B CN 106092534B CN 201610402907 A CN201610402907 A CN 201610402907A CN 106092534 B CN106092534 B CN 106092534B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- blade
- phase
- frequency
- frequency data
- amplitude
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 43
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims abstract description 64
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 13
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 claims description 11
- 230000003750 conditioning effect Effects 0.000 claims description 7
- 238000013499 data model Methods 0.000 claims description 7
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims description 7
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 6
- 230000001143 conditioned effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000000691 measurement method Methods 0.000 claims 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 abstract description 8
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 5
- 230000001629 suppression Effects 0.000 abstract description 3
- 238000013024 troubleshooting Methods 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 3
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000005284 excitation Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000010923 batch production Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 230000002401 inhibitory effect Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 230000003595 spectral effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M13/00—Testing of machine parts
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)
Abstract
本发明公开了一种叶片模态阻尼测定方法，包括：测量获得旋转工作的叶片在预设模态阶次下对应的幅频数据及相频数据；根据幅频数据确定叶片的临界转速；根据相频数据得到叶片对应的相‑频曲线，并取相‑频曲线在临界转速点处的切线，该切线的斜率的倒数作为叶片在该预设模态阶次下的阻尼比。本发明实现了旋转态叶片模态阻尼识别，与静态模态阻尼识别相比，其在技术上有明显改进，由于旋转态叶片的模态阻尼直接反映了工作叶片实际的振动抑制能力，对考核叶片是否满足设计要求有重要意义，为叶片的改进设计和疲劳断裂故障排除提供技术支持，在工程上具有广泛推广应用的价值。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机叶片检测领域，特别地，涉及一种叶片模态阻尼测定方法。
背景技术
在航空发动机研制乃至批生产阶段，航空发动机叶片振动过大导致的叶片高周疲劳断裂失效，一直以来是航空发动机研制过程中的一个普遍存在且棘手的问题。航空发动机叶片阻尼对于抑制叶片共振有重要作用，而阻尼又是难以准确测量的振动参数。因此，如何准确测定叶片的阻尼，一直是工程技术人员的研究热点。以往人们更多地关注静态叶片的模态阻尼，采用传统的半功率带宽法进行阻尼测量。而事实上，高速旋转叶片的振动特性与静态叶片的振动特性存在一定的差异，其模态阻尼也会有所不同。
传统的叶片阻尼测定主要针对静态叶片，首先对叶片进行模态试验，然后利用半功率带宽法或对数衰减法测定模态阻尼。但不管是采用半功率带宽法还是采用对数衰减法均有各自的缺点和局限性。其中，半功率带宽法的精度与半功率点的确定密切相关，受被测阻尼大小、采样频率、频率分辨率、谱线数等的影响。对数衰减法一般只适用于单自由系统，并且受噪声的影响大，阻尼测试结果稳定性和重复性也较差。对于高速旋转叶片而言，以往主要通过粘贴应变片的方法来测量叶片的振动应力，无法直接获得叶片的模态阻尼，因此，现有技术中，对高速旋转叶片的阻尼测定尚无明确有效的方法。
发明内容
本发明提供了一种叶片模态阻尼测定方法，以解决现有技术中无法对高速旋转叶片进行模态阻尼测定的技术问题。
本发明采用的技术方案如下：
一种叶片模态阻尼测定方法，包括：
测量获得旋转工作的叶片在预设模态阶次下对应的幅频数据及相频数据；
根据幅频数据确定叶片的临界转速；
根据相频数据得到叶片对应的相-频曲线，并取相-频曲线在临界转速点处的切线，该切线的斜率的倒数作为叶片在该预设模态阶次下的阻尼比。
进一步地，对测量获得的相频数据进行拉格朗日插值，使得插值后的相频数据的频率比间隔达到设定数量级，进而得到叶片对应的相-频曲线。
进一步地，预设数据量级为1x10-6。
进一步地，相-频曲线在临界转速点处的切线的斜率利用中心差分法求取。
进一步地，测量获得旋转工作的叶片在预设模态阶次下对应的幅频数据及相频数据采用基于叶尖定时的叶尖振幅测量系统。
进一步地，叶尖振幅测量系统包括：
多个叶尖定时传感器，固定在机匣上且正对叶片的叶尖设置，用于采集并得到多个叶尖定时信号；
驱动单元，与叶片的转轴连接，以驱动叶片旋转；
转速同步传感器，与转轴相对，用于生成转速同步信号；
信号调理单元，连接叶尖定时传感器及转速同步传感器，用于将接收的信号进行调理处理；
计时系统，用于生成计时信号；
数据采集与处理单元，用于根据计时系统生成的计时信号对接收的经调理处理后的信号进行数据处理得到叶片相关的数据模型。
进一步地，数据模型包括：叶片旋转工作对应的转速历程曲线、振动响应阶次、叶尖振幅曲线、幅频数据及相频数据。
进一步地，叶尖振幅测量系统测得的原始相频数据的频率比间隔小于等于2x10-4。
进一步地，计时系统的时钟频率大于等于80MHz。
本发明具有以下有益效果：
本发明叶片模态阻尼测定方法，通过测量获得旋转工作叶片在预设模态阶次下的幅频数据及相频数据，且根据幅频数据确定叶片的临界转速，根据相频数据得到相-频曲线，取相-频曲线在临界转速点处的切线，该切线的斜率的倒数作为叶片在该预设模态阶次下的阻尼比，与传统的方法主要针对叶片的静态模态阻尼相比，本发明实现了旋转态叶片模态阻尼识别，与静态模态阻尼识别相比，其在技术上有明显改进，由于旋转态叶片的模态阻尼直接反映了工作叶片实际的振动抑制能力，对考核叶片是否满足设计要求有重要意义，为叶片的改进设计和疲劳断裂故障排除提供技术支持，在工程上具有广泛推广应用的价值。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例叶片模态阻尼测定方法的流程示意图；
图2是本发明优选实施例基于叶尖定时的叶尖振幅测量系统的结构示意图；
图3是本发明优选实施例离心叶轮台架试车时转速历程曲线；
图4是本发明优选实施例叶尖定时传感器测量的离心叶轮叶尖振动位移曲线；
图5是本发明优选实施例离心叶轮叶片振动响应阶次直方图；
图6是本发明优选实施例离心叶轮叶片振动响应幅值和相位示意图；
图7是本发明优选实施例中不同模拟阻尼的相-频曲线及在共振点处的切线示意图；
图8是本发明优选实施例中不同模拟阻尼的原始相位及拉格朗日插值相位示意图；
图9是本发明优选实施例离心叶轮叶片原始相位及拉格朗日插值相位示意图；
图10是三种不同方法测定的离心叶轮叶片模态阻尼示意图。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
参照图1，本发明的优选实施例提供了一种叶片模态阻尼测定方法，用于高速旋转叶片模态阻尼的测定，本实施例方法包括：
步骤S100，测量获得旋转工作的叶片在预设模态阶次下对应的幅频数据及相频数据；
步骤S200，根据幅频数据确定叶片的临界转速；
步骤S300，根据相频数据得到叶片对应的相-频曲线，并取相-频曲线在临界转速点处的切线，该切线的斜率的倒数作为叶片在该预设模态阶次下的阻尼比。
本实施例通过测量获得旋转工作叶片在预设模态阶次下的幅频数据及相频数据，且根据幅频数据确定叶片的临界转速，根据相频数据得到相-频曲线，取相-频曲线在临界转速点处的切线，该切线的斜率的倒数作为叶片在该预设模态阶次下的阻尼比，与传统的方法主要针对叶片的静态模态阻尼相比，本发明实现了旋转态叶片模态阻尼识别，与静态模态阻尼识别相比，其在技术上有明显改进，由于旋转态叶片的模态阻尼直接反映了工作叶片实际的振动抑制能力，对考核叶片是否满足设计要求有重要意义，为叶片的改进设计和疲劳断裂故障排除提供技术支持，在工程上具有广泛推广应用的价值。
下面以航空发动机离心叶片为例进行说明，本实施例采用基于叶尖定时的叶尖振幅测量系统对离心叶片进行测量获得对应的幅频数据及相频数据。
参照图2，本实施例叶尖振幅测量系统包括：
多个叶尖定时传感器3，固定在机匣上且正对离心叶片10的叶尖设置，用于采集并得到多个叶尖定时信号；
驱动单元，与离心叶片10的转轴2连接，以驱动离心叶片10旋转；
转速同步传感器4，与转轴2相对，用于生成转速同步信号；
信号调理单元5，连接叶尖定时传感器3及转速同步传感器4，用于将接收的信号进行调理处理；
计时系统6，用于生成计时信号；本实施例计时系统的时钟频率大于等于80MHz；
数据采集与处理单元7，用于根据计时系统6生成的计时信号对接收的经调理处理后的信号进行数据处理得到离心叶片相关的数据模型。
如图2所示，在机匣(未示出)上，叶尖定时传感器3正对离心叶片10的叶尖安装，其与叶尖的间距为3至5mm。带有离心叶片10的离心叶轮1与转轴2固结在一起，由交流电机(未示出)经增速箱(未示出)驱动高速旋转。转速同步传感器4正对转轴2安装，在转轴2的对应位置粘贴一细长条反光带(未示出)。叶尖定时传感器3采集的叶尖定时信号和转速同步传感器4采集的转速同步脉冲信号一同接入信号调理系统5，信号经调理后接入计时系统6，进而与数据采集与分析系统7相连。各路传感器信号经数据采集与分析系统7采集与处理后可以得到离心叶片相关的数据模型。本实施例中，数据模型包括：离心叶轮的转速历程曲线(图3)、不同传感器组合测得的叶尖振幅曲线(图4)、离心叶片的振动响应阶次(图5)、离心叶片的幅频和相频数据(图6)。
本实施例中，由图3和图4可知，试验数据分析时间为14s，在97.5％至99.5％的额定转速下，离心叶轮叶片大约在98.5％转速下发生同步共振。如图5所示，在转速的16倍频处，离心叶片振动响应的拟合度最大，达到0.979。相应的离心叶片振动幅值和相位如图6所示，叶片在共振点处最大振幅达到406.4μm，相位从-153.6°变化到169.9°，即在共振点处，离心叶轮叶片的相位发生突变。
从图6可以得到离心叶片的振动幅值A和相位由振动理论可知，单自由度粘性阻尼系统在简谐激振力下的振动幅值A与相位为
其中，F0为简谐激振力幅值，k为刚度系数，ζ为模态阻尼比，为频率比。
式(2)中，相位角对频率比求一阶导数，得
在临界转速点处，有
其中，的位置由振动幅值A的峰值位置确定。
根据式(2)，模态阻尼比ζ分别取0.001、0.01、0.1、0.4时，绘制相位角随模态阻尼比ζ的变化曲线及在处的切线，如图7所示。根据式(4)可知，处切线斜率K的倒数即为所求的模态阻尼比ζ。
本发明对测量获得的相频数据进行拉格朗日插值，使得插值后的相频数据的频率比间隔达到设定数量级，进而得到叶片对应的相-频曲线。在本实施例中，使用拉格朗日插值对图7中各模拟阻尼的原始离散相频点进行插值，如图8所示。采集的原始相位的频率比间隔也要适当小，拉格朗日插值后的频率比间隔要尽可能地小(如本仿真算例中，原始相位的频率比间隔为2×10-4，拉格朗日插值后的频率比间隔为1×10-6)。然后使用式(5)所示的中心差分形式求取图7中处相位切线的斜率K。
其中，为相位离散点的坐标。
使用本实施例方法计算的模态阻尼比以及误差见表1，半功率带宽法计算结果见表2。表1表明，对于一般工程材料，在其阻尼比的工程范围内，只要保证频率比的间隔足够小(例如1×10-6)，本实施例方法计算的阻尼比与理论值吻合得很好，误差可达到1×10-4的量级水平。对比表2与表1结果发现，采用半功率带宽法计算同样阻尼比的误差均比采用本专利方法计算的误差大，尤其是在阻尼比ζ＝0.4时，其误差达到53.68％。由此证明了在阻尼识别精度方面，本实施例方法较半功率带宽法有明显的优势。
表1本专利方法计算结果
表2半功率带宽法计算结果
图9为离心叶轮叶片的原始相位及拉格朗日插值相位，采用拉格朗日插值对离心叶片的相-频数据进行插值，插值范围为原始相-频数据在临界转速点前、后各一个离散点之间。
图10为本发明方法、半功率带宽法以及Hood软件识别的离心叶轮叶片阻尼对比图。从图中可以看出，10个高速旋转离心叶片的模态阻尼有一定的分散性，这主要是由叶片加工制造等误差引起。三种方法计算的模态阻尼比均处于0.0008至0.0012的范围内。从三种方法的阻尼识别结果来看，半功率带宽法计算值最大，Hood软件识别的阻尼值最小，而本专利方法识别结果在二者之间，且与Hood软件识别结果更接近。经过与半功率带宽法与Hood软件的阻尼识别结果进行对比，可验证本专利方法测定模态阻尼的有效性。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (2)
1.一种叶片模态阻尼测定方法，用于高速旋转叶片模态阻尼的测定，其特征在于，包括：
测量获得高速旋转工作的叶片在预设模态阶次下对应的幅频数据及相频数据；测量获得高速旋转工作的叶片在预设模态阶次下对应的幅频数据及相频数据采用基于叶尖定时的叶尖振幅测量系统；所述叶尖振幅测量系统包括：多个叶尖定时传感器，固定在机匣上且正对叶片的叶尖设置，用于采集并得到多个叶尖定时信号；驱动单元，与叶片的转轴连接，以驱动叶片旋转；转速同步传感器，与所述转轴相对，用于生成转速同步信号；信号调理单元，连接所述叶尖定时传感器及所述转速同步传感器，用于将接收的信号进行调理处理；计时系统，用于生成计时信号；数据采集与处理单元，用于根据所述计时系统生成的计时信号对接收的经调理处理后的信号进行数据处理得到叶片相关的数据模型；所述数据模型包括：叶片旋转工作对应的转速历程曲线、振动响应阶次、叶尖振幅曲线、在预设模态阶次下对应的幅频数据及相频数据；所述计时系统的时钟频率大于等于80MHz；
根据所述幅频数据确定所述叶片的临界转速；
根据所述相频数据得到所述叶片对应的相-频曲线，并取所述相-频曲线在临界转速点处的切线，该切线的斜率的倒数作为所述叶片在该预设模态阶次下的阻尼比；
所述根据所述相频数据得到所述叶片对应的相-频曲线包括：对测量获得的所述相频数据进行拉格朗日插值，插值范围为原始相频数据在临界转速点前、后各一个离散点之间，使得插值后的相频数据的频率比间隔达到设定数量级，进而得到所述叶片对应的相-频曲线，所述设定数量级为1x10-6；
所述相-频曲线在临界转速点处的切线的斜率利用中心差分法求取。
2.根据权利要求1所述的叶片模态阻尼测定方法，其特征在于，
所述叶尖振幅测量系统测得的原始相频数据的频率比间隔小于等于2x10-4。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610402907.XA CN106092534B (zh) | 2016-06-08 | 2016-06-08 | 叶片模态阻尼测定方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610402907.XA CN106092534B (zh) | 2016-06-08 | 2016-06-08 | 叶片模态阻尼测定方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN106092534A CN106092534A (zh) | 2016-11-09 |
| CN106092534B true CN106092534B (zh) | 2019-03-26 |
Family
ID=57227514
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201610402907.XA Active CN106092534B (zh) | 2016-06-08 | 2016-06-08 | 叶片模态阻尼测定方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN106092534B (zh) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP6736511B2 (ja) * | 2017-03-28 | 2020-08-05 | 三菱重工業株式会社 | 翼異常検出装置、翼異常検出システム、回転機械システム及び翼異常検出方法 |
| CN108731896B (zh) * | 2018-09-05 | 2024-02-23 | 西安热工研究院有限公司 | 一种用于燃气轮机压气机动叶片的振动监测装置 |
| CN112130599B (zh) * | 2020-08-28 | 2022-02-25 | 同济大学 | 一种考虑阻尼器性能频率依存性的索多模态振动控制方法 |
| CN112504597B (zh) * | 2020-11-10 | 2023-06-30 | 北京强度环境研究所 | 一种从相位信息中获取阻尼比的方法 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101625260A (zh) * | 2009-07-31 | 2010-01-13 | 天津大学 | 变速下高速旋转叶片同步振动参数检测方法 |
| CN105426644A (zh) * | 2016-01-05 | 2016-03-23 | 中国航空动力机械研究所 | 模态阻尼识别方法、装置和系统 |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8616848B2 (en) * | 2009-12-14 | 2013-12-31 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade damping device with controlled loading |
| CN105372029A (zh) * | 2014-09-01 | 2016-03-02 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种基于叶尖定时技术发动机转子叶片振幅数据识别方法 |
| CN105300513A (zh) * | 2015-11-20 | 2016-02-03 | 天津大学 | 多只叶尖定时传感器叶片振动共振倍频数辨识方法和装置 |
-
2016
- 2016-06-08 CN CN201610402907.XA patent/CN106092534B/zh active Active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101625260A (zh) * | 2009-07-31 | 2010-01-13 | 天津大学 | 变速下高速旋转叶片同步振动参数检测方法 |
| CN105426644A (zh) * | 2016-01-05 | 2016-03-23 | 中国航空动力机械研究所 | 模态阻尼识别方法、装置和系统 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| C语言在微分法求反应级数中的应用;潘宝娟;《计算机与应用化学》;20010328;第2卷(第18期);第2部分程序设计的基本思路，图1 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN106092534A (zh) | 2016-11-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Heath et al. | A survey of blade tip-timing measurement techniques for turbomachinery vibration | |
| RU2449252C2 (ru) | Способ обнаружения повреждения опорного подшипника качения двигателя | |
| CN111579060B (zh) | 一种基于叶尖定时技术高精度的旋转叶片振动测量方法 | |
| US6584849B2 (en) | Analyzing vibration of rotating blades | |
| CN105426644B (zh) | 模态阻尼识别方法、装置和系统 | |
| CN102155984B (zh) | 一种风机通用振动信号测量系统 | |
| CN111175033B (zh) | 一种变转速下的同步振动叶端定时信号重构方法 | |
| CN106092534B (zh) | 叶片模态阻尼测定方法 | |
| US8380450B2 (en) | Determination of blade vibration frequencies and/or amplitudes | |
| US5974882A (en) | Identification of resonant frequencies of vibration of rotating blades | |
| CN105973448A (zh) | 一种旋转叶片振动测量方法与系统 | |
| WO2018002819A1 (en) | A method and system for measuring rotor blade tip deflection using blade tip timing (btt) | |
| CN102538950A (zh) | 一种发动机零部件固有频率的声学测试方法 | |
| CN110259524A (zh) | 测量带冠叶片同步振动及节径的装置和方法 | |
| CN108225783B (zh) | 航空涡轮风扇发动机风扇转子配平方法和装置 | |
| CN111780858A (zh) | 一种叶尖定时振幅测量系统动态校准方法和装置 | |
| Wu et al. | Blade tip timing: from raw data to parameters identification | |
| CN116577050A (zh) | 一种航空发动机压气机转子叶片动态阻尼比测试方法 | |
| Fan et al. | An improved multiple per revolution-based blade tip timing method and its applications on large-scale compressor blades | |
| CN111780866B (zh) | 一种柴油机试验底座安装状态固有频率测试方法及装置 | |
| Sabbatini et al. | Data acquisition and processing for tip timing and operational modal analysis of turbomachinery blades | |
| Murray III et al. | Detection of rotor forced response vibrations using stationary pressure transducers in a multistage axial compressor | |
| CN110779723B (zh) | 一种基于霍尔信号的变速工况电机轴承精确故障诊断方法 | |
| CN112781723B (zh) | 一种基于频谱方差的谐波成分检测方法 | |
| CN211777611U (zh) | 测量带冠叶片同步振动及节径的装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CP03 | Change of name, title or address |
Address after: Dong Jiaduan 412002 in Hunan province Zhuzhou city Lusong District Patentee after: AECC HUNAN AVIATION POWERPLANT Research Institute Country or region after: China Address before: Dong Jiaduan 412002 in Hunan province Zhuzhou city Lusong District Patentee before: CHINA AVIATION POWER MACHINERY INSTITUTE Country or region before: China |
|
| CP03 | Change of name, title or address |