CN109625329A - 一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法 - Google Patents
一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109625329A CN109625329A CN201811504178.4A CN201811504178A CN109625329A CN 109625329 A CN109625329 A CN 109625329A CN 201811504178 A CN201811504178 A CN 201811504178A CN 109625329 A CN109625329 A CN 109625329A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- angular momentum
- flywheel
- jet
- thruster
- unloading
- 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.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 22
- 238000007599 discharging Methods 0.000 title claims abstract description 17
- FGUUSXIOTUKUDN-IBGZPJMESA-N C1(=CC=CC=C1)N1C2=C(NC([C@H](C1)NC=1OC(=NN=1)C1=CC=CC=C1)=O)C=CC=C2 Chemical compound C1(=CC=CC=C1)N1C2=C(NC([C@H](C1)NC=1OC(=NN=1)C1=CC=CC=C1)=O)C=CC=C2 FGUUSXIOTUKUDN-IBGZPJMESA-N 0.000 claims description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 4
- 238000003786 synthesis reaction Methods 0.000 claims description 4
- 238000012790 confirmation Methods 0.000 claims description 3
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 4
- 239000007921 spray Substances 0.000 abstract description 3
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007812 deficiency Effects 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
- B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
- B64G1/283—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using reaction wheels
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明提供了一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法，包括如下步骤：计算卫星本体角动量；确定飞轮角动量卸载阈值；计算卸载推力器每次喷气时长；计算推力器每次卸载喷气的间隔时间；计算推力器卸载喷气的次数。通过给出了通过根据飞轮的转速计算卫星角动量，并根据推力器的安装布局及卫星姿态控制精度和稳定度的要求，选择卸载的推力器、推力器喷气的时间宽度、喷气间隔时间、喷气次数。本发明基于采用推力器离散“点喷”自主角动量卸载技术，可保证在满足姿态控制精度的前提下，自主实现角动量卸载，提高了卫星在轨自主运行能力。
Description
技术领域
本发明属于地球静止轨道卫星姿态控制技术领域，特别涉及一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法。
背景技术
为保证星上有效载荷长期稳定工作，卫星长期在轨运行期间采用飞轮作为姿态控制***的执行机构，受外部扰动力矩的影响，飞轮的角动量随时间不断累积，当飞轮的角动量会达到饱和时，则失去了控制输出能力，因此，需要施加额外的卸载力矩对飞轮的角动量进行卸载，以防止飞轮角动量出现“饱和”。考虑到地球静止轨道的地球磁场较弱，无法像中、低轨卫星一样通过地磁力矩实现卸载，只能依靠星上推力器定期“喷气”产生所需要的卸载力矩，实现对飞轮角动量的卸载。
当前大多数地球静止轨道卫星通过地面定期发送喷气卸载指令实现对飞轮角动量的卸载。该角动量卸载方案要求能够准确估计卫星受到的扰动力矩以保证在卸载周期内飞轮的角动量不会出现“饱和”。对于结构复杂的大型卫星，其干扰力矩难以准确计算，对角动量的定期卸载设计带来较大困难，同时增加了对地面管理的依赖。
发明内容
针对现有技术存在的技术缺陷，本发明提供一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法，实现卫星在轨角动量自主卸载。
为解决上述技术问题，本发明是通过以下的技术方案实现一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法，包括如下步骤：
a、计算卫星本体角动量；
b、确定飞轮角动量卸载阈值；
c、计算卸载推力器每次喷气时长；
d、计算推力器每次卸载喷气的间隔时间；
f、计算推力器卸载喷气的次数。
优选地，所述步骤a包括，根据星上的飞轮配置，利用当前飞轮的转速计算每个飞轮的角动量，结合飞轮的安装布局计算出飞轮提供在所述卫星本体角动量。
优选地，所述步骤b之前，判断是否进行角动量卸载。
优选地，所述步骤b中所述飞轮角动量卸载阈值包括飞轮角动量在卫星本体下产生的分量和卫星自身角速度产生的角动量。
优选地，当所述飞轮角动量和卫星本身角动量的合成角动量满足卸载阈值时，自主进行角动量卸载。
优选地，所述步骤c包括，根据所述卸载推力器产生的控制力矩大小、飞轮的输出力矩大小及卫星姿态控制精度的要求，计算推力器卸载每次喷气时长。
优选地，所述步骤d中所述每次卸载喷气的间隔时间卫星姿态通过飞轮进行闭环姿态控制。
优选地，所述步骤d中所述每次卸载喷气的间隔时间与飞轮最大输出力矩及姿态控制***调节时间有关。
优选地，所述步骤f之前，根据步骤b中所述的角动量卸载阈值，确认卸载角动量大小。
优选地，所述步骤f包括，根据所述推力器卸载每次喷气时长确定推力器卸载喷气的次数。
本发明提供了一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法，通过给出了通过根据飞轮的转速计算卫星角动量，并根据推力器的安装布局及卫星姿态控制精度和稳定度的要求，选择卸载的推力器、推力器喷气的时间宽度、喷气间隔时间、喷气次数。本发明基于采用推力器离散“点喷”自主角动量卸载技术，可保证在满足姿态控制精度的前提下，自主实现角动量卸载，提高了卫星在轨自主运行能力。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1示出了本发明的具体实施方式的，一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法；
图2示出了本发明的实施例一的，星上安装4台反作用飞轮的安装布局示意图；
图3示出了本发明的实施例一的，反作用飞轮角动量卸载过程示意图。
具体实施方式
为了更好的使本发明的技术方案清晰的表示出来，下面结合附图对本发明作进一步说明。
图1示出了本发明的具体实施方式的，一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法。具体地，包括如下步骤：
首先，进入步骤S101，计算卫星本体角动量：根据星上的飞轮配置，利用当前飞轮的转速计算每个飞轮的角动量，结合飞轮的安装布局计算出飞轮提供在所述卫星本体角动量。
然后，进入步骤S102，确定飞轮角动量卸载阈值：判断是否进行角动量卸载，所述飞轮角动量卸载阈值包括飞轮角动量在卫星本体下产生的分量和卫星自身角速度产生的角动量。当所述飞轮角动量和卫星本身角动量的合成角动量满足卸载阈值时，自主进行角动量卸载。
再者，进入步骤S103，计算卸载推力器每次喷气时长：根据所述卸载推力器产生的控制力矩大小、飞轮的输出力矩大小及卫星姿态控制精度的要求，计算推力器卸载每次喷气时长，每次卸载喷气的间隔时间卫星姿态通过飞轮进行闭环姿态控制。
之后，进入步骤S104，计算推力器每次卸载喷气的间隔时间：所述每次卸载喷气的间隔时间卫星姿态通过飞轮进行闭环姿态控制。每次卸载喷气的间隔时间与飞轮最大输出力矩及姿态控制***调节时间有关。
最后，进入步骤S105，计算推力器卸载喷气的次数：根据所述的角动量卸载阈值，确认卸载角动量大小，并根据所述推力器卸载每次喷气时长确定推力器卸载喷气的次数。
图2示出了本发明的第一实施例的，星上安装4台反作用飞轮的安装布局示意图，具体地，包括如下步骤：
首先，计算当前时刻卫星本体角动量，星上配置4台最大角动量为15Nms、最大输出力矩为0.15Nm的反作用飞轮，采用三正交一斜的安装布局方式。根据飞轮的转速测量装置可设当前时刻X、Y、Z、S飞轮的转速分别为ωx(k),ωy(k),ωz(k),ωs(k)，单位为rpm。卫星的三轴惯性角速度分别为wx、wy、wz，可通过陀螺组合测量获得。则可以估算出卫星***当前的合成角动量：
H＝[Hx Hy Hz]＝I*[wx、wy、wz]T+[hx hy hz]T
其中，I为卫星的转动惯量矩阵；
hx，hy，hz分别为飞轮在卫星本体系中的三轴角动量；
wx、wy、wz分别为卫星的滚动、俯仰、偏航惯性角速度。
然后，确定飞轮角动量卸载阈值，考虑到不同飞轮组合条件下，飞轮在卫星本体下产生的角动量大小不同，因此，飞轮角动量卸载阈值与飞轮接入状态相关。以滚动通道为例，飞轮角动量卸载阈值如下：
当XYZ飞轮进行闭环控制时，飞轮在X方向提供的最大角动量为15Nms，考虑到20％的裕量，X方向角动量卸载的阈值Hx0取为12Nms；
当YZS飞轮进行闭环控制时，飞轮在X方向提供的最大角动量为8.67Nms，考虑到20％的裕量，X方向角动量卸载的阈值Hx0取为6.9Nms。
当Hx>Hx0时，则滚动方向进行负角动量卸载；
当Hx≤-Hx0时，则滚动方向进行正角动量卸载；
同理，可以确定俯仰、偏航方向的角动量卸载阈值。
再者，卸载推力器每次喷气时长，设推力器每次喷气卸载产生的角动量为ΔHi(i＝x,y,z)，其值大小与推力器的安装布局及喷气时长相关。喷气引起的卫星的角速度变化量为Δωi(i＝x,y,z)，角动量卸载过程如图3所示。
以滚动轴为例，设卫星初始角速度均为0，Δω为推力器卸载引起的卫星角速度变化，由图中关系可以得出卫星的最大滚动姿态偏差为：
其中，Ixx为滚动转动惯量。
Tcw为飞轮的最大输出力矩：考虑到斜装飞轮输出力矩相对正装飞轮较小，因此，Tcw的取值与飞轮接入状态相关：当飞轮XYZ接入***控制时，Tcw为0.15Nm；当飞轮YZS接入***时，Tcw＝0.087Nm。
进一步可得：
考虑最大姿态角度偏差为1°，以滚动推力器产生的控制力矩为8.6353Nm进行计算，滚动推力器每次卸载最长喷气时间为0.369s；
同理，可计算俯仰、偏航每次卸载的最长喷气时间。
之后，计算推力器每次卸载喷气的间隔时间，喷气间隔期间，***通过飞轮吸收推力器带来的姿态干扰，飞轮消除姿态偏差所需的时间为：
带入数据可计算出ts_x≈52s；
同理可计算出，俯仰、偏航方向飞轮消除喷气卸载带来的姿态偏差所需要的时间。
最后，计算推力器卸载喷气的次数，考虑到卫星在轨运行状态，降低三轴之间的耦合作用，期望飞轮在卫星本体提供的角动量为0，因此，结合飞轮角动量卸载阈值及每次卸载喷气时长，可以估算满足卸载阈值条件下，飞轮角动量所需要的喷气次数。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
Claims (10)
1.一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法，其特征在于，包括如下步骤：
a、计算卫星本体角动量；
b、确定飞轮角动量卸载阈值；
c、计算卸载推力器每次喷气时长；
d、计算推力器每次卸载喷气的间隔时间；
f、计算推力器卸载喷气的次数。
2.根据权利要求1所述的卸载方法，其特征在于：所述步骤a包括，根据星上的飞轮配置，利用当前飞轮的转速计算每个飞轮的角动量，结合飞轮的安装布局计算出飞轮提供在所述卫星本体角动量。
3.根据权利要求1所述的卸载方法，其特征在于：所述步骤b之前，判断是否进行角动量卸载。
4.根据权利要求1或3所述的卸载方法，其特征在于：所述步骤b中所述飞轮角动量卸载阈值包括飞轮角动量在卫星本体下产生的分量和卫星自身角速度产生的角动量。
5.根据权利要求4所述的卸载方法，其特征在于：当所述飞轮角动量和卫星本身角动量的合成角动量满足卸载阈值时，自主进行角动量卸载。
6.根据权利要求1所述的卸载方法，其特征在于：所述步骤c包括，根据所述卸载推力器产生的控制力矩大小、飞轮的输出力矩大小及卫星姿态控制精度的要求，计算推力器卸载每次喷气时长。
7.根据权利要求1所述的卸载方法，其特征在于：所述步骤d中所述每次卸载喷气的间隔时间卫星姿态通过飞轮进行闭环姿态控制。
8.根据权利要求1所述的卸载方法，其特征在于：所述步骤d中所述每次卸载喷气的间隔时间与飞轮最大输出力矩及姿态控制***调节时间有关。
9.根据权利要求1所述的卸载方法，其特征在于：所述步骤f之前，根据步骤b中所述的角动量卸载阈值，确认卸载角动量大小。
10.根据权利要求6所述的卸载方法，其特征在于：所述步骤f包括，根据所述推力器卸载每次喷气时长确定推力器卸载喷气的次数。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811504178.4A CN109625329B (zh) | 2018-12-10 | 2018-12-10 | 一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811504178.4A CN109625329B (zh) | 2018-12-10 | 2018-12-10 | 一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN109625329A true CN109625329A (zh) | 2019-04-16 |
| CN109625329B CN109625329B (zh) | 2022-06-24 |
Family
ID=66072460
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201811504178.4A Active CN109625329B (zh) | 2018-12-10 | 2018-12-10 | 一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN109625329B (zh) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111319795A (zh) * | 2020-02-26 | 2020-06-23 | 上海航天控制技术研究所 | 自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及*** |
| CN111731512A (zh) * | 2020-04-30 | 2020-10-02 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于太阳翼驱动控制的火星环绕器在线角动量管理方法 |
| CN112193438A (zh) * | 2020-09-14 | 2021-01-08 | 中国空间技术研究院 | 一种卫星入轨初期放气扰动的评估***与评估方法 |
| CN116280274A (zh) * | 2023-04-27 | 2023-06-23 | 中国人民解放军32039部队 | 一种geo卫星角动量自动管理的控制方法与装置 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103112604A (zh) * | 2013-01-30 | 2013-05-22 | 北京控制工程研究所 | 一种卫星轨道控制方法 |
| CN103112602A (zh) * | 2013-01-30 | 2013-05-22 | 北京控制工程研究所 | 一种基于推力器和动量轮联合的三轴角速度阻尼控制方法 |
| CN103231810A (zh) * | 2013-04-25 | 2013-08-07 | 哈尔滨工业大学 | 一种利用卫星俯仰轴姿态机动卸载俯仰轴角动量的方法 |
| CN103274058A (zh) * | 2013-05-30 | 2013-09-04 | 北京控制工程研究所 | 一种冗余飞轮组角动量自主管理方法 |
| CN104828261A (zh) * | 2015-04-30 | 2015-08-12 | 北京控制工程研究所 | 一种小型动量轮的角动量卸载方法 |
| CN105511490A (zh) * | 2015-12-15 | 2016-04-20 | 北京理工大学 | 一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法 |
| WO2017159156A1 (en) * | 2016-03-17 | 2017-09-21 | Mitsubishi Electric Corporation | Method and system for controlling operation of spacecraft, spacecraft |
-
2018
- 2018-12-10 CN CN201811504178.4A patent/CN109625329B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103112604A (zh) * | 2013-01-30 | 2013-05-22 | 北京控制工程研究所 | 一种卫星轨道控制方法 |
| CN103112602A (zh) * | 2013-01-30 | 2013-05-22 | 北京控制工程研究所 | 一种基于推力器和动量轮联合的三轴角速度阻尼控制方法 |
| CN103231810A (zh) * | 2013-04-25 | 2013-08-07 | 哈尔滨工业大学 | 一种利用卫星俯仰轴姿态机动卸载俯仰轴角动量的方法 |
| CN103274058A (zh) * | 2013-05-30 | 2013-09-04 | 北京控制工程研究所 | 一种冗余飞轮组角动量自主管理方法 |
| CN104828261A (zh) * | 2015-04-30 | 2015-08-12 | 北京控制工程研究所 | 一种小型动量轮的角动量卸载方法 |
| CN105511490A (zh) * | 2015-12-15 | 2016-04-20 | 北京理工大学 | 一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法 |
| WO2017159156A1 (en) * | 2016-03-17 | 2017-09-21 | Mitsubishi Electric Corporation | Method and system for controlling operation of spacecraft, spacecraft |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111319795A (zh) * | 2020-02-26 | 2020-06-23 | 上海航天控制技术研究所 | 自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及*** |
| CN111731512A (zh) * | 2020-04-30 | 2020-10-02 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于太阳翼驱动控制的火星环绕器在线角动量管理方法 |
| CN111731512B (zh) * | 2020-04-30 | 2022-03-04 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于太阳翼驱动控制的火星环绕器在线角动量管理方法 |
| CN112193438A (zh) * | 2020-09-14 | 2021-01-08 | 中国空间技术研究院 | 一种卫星入轨初期放气扰动的评估***与评估方法 |
| CN116280274A (zh) * | 2023-04-27 | 2023-06-23 | 中国人民解放军32039部队 | 一种geo卫星角动量自动管理的控制方法与装置 |
| CN116280274B (zh) * | 2023-04-27 | 2023-10-27 | 中国人民解放军32039部队 | 一种geo卫星角动量自动管理的控制方法与装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN109625329B (zh) | 2022-06-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109625329A (zh) | 一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法 | |
| US5149022A (en) | Satellite roll and yaw attitude control method | |
| EP0628899A1 (en) | Method and apparatus for inclined orbit attitude control for momentum bias spacecraft | |
| US9988162B2 (en) | Method and device for control of a sunlight acquisition phase of a spacecraft | |
| CN108069050B (zh) | 一种航天器的初始姿态捕获控制方法及*** | |
| CN107826269B (zh) | 一种适用于地球静止轨道卫星平台的近地点变轨方法 | |
| CN109649690B (zh) | 基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法和*** | |
| CN103112603B (zh) | 欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法 | |
| CN104828261B (zh) | 一种小型动量轮的角动量卸载方法 | |
| US5248118A (en) | Spacecraft attitude control system with reaction wheel bearing protection | |
| CN111338367B (zh) | 一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法 | |
| Mansell et al. | Orbit and attitude performance of the LightSail 2 solar sail spacecraft | |
| CN106809406A (zh) | 一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法 | |
| CN111994305B (zh) | 一种适用于对地卫星在无陀螺条件下的轮控姿态恢复方法 | |
| CN109649691B (zh) | 一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法和*** | |
| CN104085539A (zh) | 成像定标的姿态控制方法 | |
| Nakasuka et al. | Discussions on attitude determination and control system for micro/nano/pico-satellites considering survivability based on Hodoyoshi-3 and 4 experiences | |
| CN112572835A (zh) | 一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法 | |
| CN111638643B (zh) | 一种位移模式无拖曳控制动力学协调条件确定方法 | |
| CA2383255C (en) | Method of controlling the attitude and stabilization of a satellite in low orbit | |
| Steiger et al. | The deorbiting of ESA’s gravity mission GOCE-Spacecraft operations in extreme drag conditions | |
| CN104290925B (zh) | 一种航天器在惯性系内的角动量控制方法 | |
| Fritz et al. | Attitude determination and control system design for the CYGNSS microsatellite | |
| EP2390189B1 (en) | Methods and systems for reducing angular velocity using a gyroscope array | |
| CN109445448B (zh) | 一种轮控小卫星自适应积分滑模姿态控制器 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |