CN115542363B - 一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法 - Google Patents
一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115542363B CN115542363B CN202211478462.5A CN202211478462A CN115542363B CN 115542363 B CN115542363 B CN 115542363B CN 202211478462 A CN202211478462 A CN 202211478462A CN 115542363 B CN115542363 B CN 115542363B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- angle
- euler
- positive
- euler angle
- attitude
- 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
- 238000000691 measurement method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 40
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 28
- 238000001914 filtration Methods 0.000 claims abstract description 8
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims abstract description 4
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 20
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 10
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 8
- 230000009466 transformation Effects 0.000 claims description 6
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 5
- 238000013459 approach Methods 0.000 abstract description 7
- 125000004432 carbon atom Chemical group C* 0.000 description 2
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 2
- 230000005693 optoelectronics Effects 0.000 description 2
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 2
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 1
- 230000003044 adaptive effect Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000001627 detrimental effect Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
- G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
- G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
- G01S19/53—Determining attitude
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
- G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
- G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
- G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
- G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
- G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
- G01C21/183—Compensation of inertial measurements, e.g. for temperature effects
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
- G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
- G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
- G01S19/393—Trajectory determination or predictive tracking, e.g. Kalman filtering
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
本发明公开了一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法,包括以下步骤:A、传感器安装;将惯性测量模块与光电吊舱的光电转台固连,将GNSS天线安装在飞机顶部;B、初始对准;利用GNSS天线的位置信息,惯导***进行静态初始对准,得到惯性测量模块位姿初始值;C、惯性测量模块位姿信息更新;D、组合滤波;采用自适应扩展卡尔曼滤波器,对惯性测量模块的位姿信息和GNSS天线信息进行组合滤波,实时补偿惯性误差;E、全角度姿态角解算与更新:采用全角度双欧法进行正反欧拉角计算,并实时更新姿态角。本发明当俯仰角越趋近±90°时,姿态角精度不损失,且惯导俯仰角越过‑90º时姿态角更新保持连续性。
Description
技术领域
本发明涉及一种GNSS/惯性组合导航定位领域,特别是一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法。
背景技术
垂直下视是航空吊舱目标导引的一种情况,该模式以光电转台自身的经度、纬度和高度实时作为目标引导的输入信息,然后基于空间中各个坐标系之间的变换理论建立测量方程,解算目标引导角度,最终通过实时控制光电转台方位框角度Ψ和俯仰框角度θ的转动,以保持平台坐标系与地理坐标系的重合,使得光学镜头的视轴与地球椭球面垂直。
在进行目标的搜索、跟踪和定位过程中首先需要获得光电吊舱自身的偏航角、姿态角(俯仰角、横滚角)和位置(纬度、经度和高度)信息,然后根据自身的信息进行目标的定位和跟踪,因此光电吊舱自身的测姿、定位精度直接决定了目标的定位精度。为了消除减震器、传输时延等带来的误差,目前航空吊舱一般将惯性传感器与航空吊舱的光电转台捷联安装。
中国发明专利“基于机载光电吊舱位置和姿态的目标定位***”(申请号:201510938847.9,公开日:2016.05.04)公开了一种基于GNSS(Global NavigationSatellite System,全球导航卫星***)双天线、陀螺仪和加速度计的测姿定位方法,该方法将MEMS惯性测量模块与光电吊舱的转动轴固连,在姿态更新时先通过角增量求解等效旋转矢量,再利用等效旋转矢量更新四元数,然后利用四元数转换到姿态矩阵,最后通过姿态矩阵更新欧拉角。该方法应用于垂直下视航空调仓中存在以下两方面问题,其一,利用姿态矩阵更新欧拉角时,当俯仰角θ趋近于±90°时需要设置阈值做近似计算,导致俯仰角越趋近于±90°,计算的姿态角误差越大,导致求解失真;其二,该方法限定俯仰角范围为[-90º,+90º],而垂直下视航空吊舱工作时,惯导俯仰角会越过-90º,甚至会在-90 º左右摆动,导致俯仰角不连续、横滚角和偏航角突变180度,无法保持姿态角的连续性。
因此,在垂直下视航空吊舱测姿应用领域,现有技术存在的问题是:俯仰角越趋近于±90°时,计算的姿态角误差越大;惯导俯仰角越过-90º时姿态角更新不连续。
发明内容
本发明的目的在于,提供一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法。本发明当俯仰角越趋近±90°时,姿态角精度不损失,且惯导俯仰角越过-90º时姿态角更新保持连续性。
本发明的技术方案:一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法,包括以下步骤:
A、传感器安装;
将惯性测量模块与光电吊舱的光电转台固连,将GNSS天线安装在飞机顶部;
B、初始对准;
利用GNSS天线的位置信息,惯导***进行静态初始对准,得到惯性测量模块位姿初始值;
C、惯性测量模块位姿信息更新;
利用惯性测量模块输出的角增量和加速度增量数据,通过捷联惯导姿态、速度和位置更新算法计算并更新惯性测量模块的位置、速度和姿态矩阵;
D、组合滤波;
采用自适应扩展卡尔曼滤波器,利用惯性测量模块的速度、位置信息和GNSS天线速度、位置进行卡尔曼滤波,估算惯性器件误差;
E、全角度姿态角解算与更新:
采用全角度双欧法进行正反欧拉角计算,并实时更新姿态角。
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中,步骤A中,惯性测量模块的X、Y和Z轴分别与飞机的纵向轴、横向轴和天向轴保持平行。
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中,惯性测量模块位姿初始值包括姿态、方位、速度和位置。
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中,步骤E的具体过程为:
E1)输入角速度和正、反欧拉角;
E2)根据θ角判断正、反欧拉
若为正欧拉,则对下面公式1)进行积分求解正欧拉角,并利用转换关系求解反欧拉角;
若为反欧拉,则对下面公式2)进行积分,求解反欧拉角,并利用转换关系求解正欧拉角;
E3)对计算得到的正欧拉角和反欧拉角进行取舍,得到更新后的正欧拉角和反欧拉角;
E4)将更新后的正欧拉角和反欧拉角输入至步骤 E1)中。
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中,步骤E2)中,转换关系通过设置转换矩阵实现:
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中,通过正欧拉角求解反欧拉角的具体过程为:
反欧拉角的计算方法如下:
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中,由反欧拉角求解正欧拉角的具体过程如下:
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中,正、反欧拉角取舍的具体过程为:
首先定义如下函数
与现有技术相比,本发明的显著优点为:
1、姿态角精度无损失:本发明利用正反欧拉方程奇异性呈现倒挂的关系,以二者解算准确的精华区进行分区接替运算,消除奇异区,发挥精华区解算姿态角最简洁、准确的有点,即使当俯仰角越趋近±90°或越过于-90°时,姿态角解算也不会降低精度。
附图说明
图1为本发明一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法的主流程图;
图2为图1中全角度姿态解算与更新步骤中一个时间周期的运算流程图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的说明,但并不作为对本发明限制的依据。
实施例。一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法,包括如下步骤(如图1所示):
(10)传感器安装:
将惯性测量模块与光电吊舱的光电转台固连,GNSS天线安装在飞机顶部。
将惯性测量模块与光电吊舱的光电转台固连时,使得光电吊舱保持锁定时,惯性测量模块的X、Y和Z轴分别与飞机的纵向轴、横向轴和天向轴保持平行
该步骤中,惯性测量模块与光电吊舱的光电转台固连,直接敏感吊舱的角运动和线运动,保证了测量信息的实时性和同步性。
(20)初始对准:
通过GNSS天线接收GNSS卫星信号,获得GNSS天线位置、速度,并利用位置信息进行静态初始对准,得到惯性测量模块位姿初始值,包括姿态、方位、速度和位置。
初始对准阶段要求光电吊舱处于锁定状态。
(30)惯性测量模块位、姿信息更新:
利用惯性测量模块输出的角增量和加速度增量数据,通过捷联惯导姿态、速度和位置更新算法计算并更新惯性测量模块的位置、速度和姿态矩阵。
姿态更新公式如下:
算的等效旋转矢量。
速度更新公式如下:
位置更新公式如下:
(40)组合滤波:
采用自适应扩展卡尔曼滤波器,利用惯性测量模块的速度、位置信息和GNSS天线速度、位置进行卡尔曼滤波,估算惯性器件误差X。
初始对准完成后要求光电吊舱继续处于锁定状态,等待飞机运动300秒,惯性器件误差估计收敛后,吊舱解除锁定,光学视轴可转动到垂直下视模式,此时惯性测量模块的俯仰角趋近或越过于-90°,或者越过-90°。
(50)全角度姿态解算与更新:流程如图2所示,
首先,输入角速度和正、反欧拉角;
其次,根据θ角判断正、反欧拉;
若为正欧拉则对下面公式进行积分求解正欧拉角,并利用转换关系求解反欧拉角;
若为反欧拉则对下面公式进行积分,求解反欧拉角,并利用转换关系求解正欧拉角;
然后,对计算得到的正欧拉角和反欧拉角进行取舍,得到更新后的正欧拉角和反欧拉角;
最后,将更新后的正欧拉角和反欧拉角输入至第一步中。
转换关系通过设置转换矩阵实现:
由正欧拉角求解反欧拉角的具体步骤为:
由反欧拉角求解正欧拉角:
正反欧拉角取舍:
定义如下函数:
Claims (8)
1.一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法,其特征在于,包括以下步骤:
A、传感器安装;
将惯性测量模块与光电吊舱的光电转台固连,将GNSS天线安装在飞机顶部;
B、初始对准;
利用GNSS天线的位置信息,惯导***进行静态初始对准,得到惯性测量模块位姿初始值;
C、惯性测量模块位姿信息更新;
利用惯性测量模块输出的角增量和加速度增量数据,通过捷联惯导姿态、速度和位置更新算法计算并更新惯性测量模块的位置、速度和姿态矩阵;
D、组合滤波;
采用自适应扩展卡尔曼滤波器,利用惯性测量模块的速度、位置信息和GNSS天线速度、位置进行卡尔曼滤波,估算惯性器件误差;
E、全角度姿态角解算与更新:
采用全角度双欧法进行正反欧拉角计算,并实时更新姿态角。
2.根据权利要求1所述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法,其特征在于:步骤A中,惯性测量模块的X、Y和Z轴分别与飞机的纵向轴、横向轴和天向轴保持平行。
3.根据权利要求1所述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法,其特征在于:惯性测量模块位姿初始值包括姿态、方位、速度和位置。
4.根据权利要求1所述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法,其特征在于,步骤E的具体过程为:
E1)输入角速度和正、反欧拉角;
E2)根据θ角判断正、反欧拉
若为正欧拉,则对下面公式1)进行积分求解正欧拉角,并利用转换关系求解反欧拉角;
若为反欧拉,则对下面公式2)进行积分,求解反欧拉角,并利用转换关系求解正欧拉角;
式中,ωx、ωy和ωz为惯性测量模块输出的x、y、z三个轴向的角速度;ψr为反欧拉状态下绕Y轴旋转角度、θr为反欧拉状态下绕X轴旋转角度以及γr为反欧拉状态下绕Z轴旋转角度;
E3)对计算得到的正欧拉角和反欧拉角进行取舍,得到更新后的 正欧拉角和反欧拉角;
E4)将更新后的正欧拉角和反欧拉角输入至步骤E1)中。
8.根据权利要求7所述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法,其特征在于,正、反欧拉角取舍的具体过程为:
首先定义如下函数
Λ(α1,α2)=min(|α1-α2|,2π-|α1-α2|),α1,α2∈[0,2π],
上式中,k取0或1;
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202211478462.5A CN115542363B (zh) | 2022-11-24 | 2022-11-24 | 一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202211478462.5A CN115542363B (zh) | 2022-11-24 | 2022-11-24 | 一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN115542363A CN115542363A (zh) | 2022-12-30 |
CN115542363B true CN115542363B (zh) | 2023-03-17 |
Family
ID=84719638
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202211478462.5A Active CN115542363B (zh) | 2022-11-24 | 2022-11-24 | 一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN115542363B (zh) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN117645236A (zh) * | 2024-01-30 | 2024-03-05 | 中铁四局集团有限公司 | 吊车臂位置检测方法、存储介质、电子设备和*** |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN107247157A (zh) * | 2017-05-10 | 2017-10-13 | 哈尔滨工程大学 | 一种面向大姿态机动的四元数全角域转换欧拉角的获取方法 |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN204347258U (zh) * | 2014-08-18 | 2015-05-20 | 北京七维航测科技股份有限公司 | 双天线gnss/ins组合导航*** |
CN105823481B (zh) * | 2015-12-21 | 2019-02-12 | 上海华测导航技术股份有限公司 | 一种基于单天线的gnss-ins车辆定姿方法 |
US9791575B2 (en) * | 2016-01-27 | 2017-10-17 | Novatel Inc. | GNSS and inertial navigation system utilizing relative yaw as an observable for an ins filter |
CN106767787A (zh) * | 2016-12-29 | 2017-05-31 | 北京时代民芯科技有限公司 | 一种紧耦合gnss/ins组合导航装置 |
CN112484720B (zh) * | 2020-11-17 | 2023-04-04 | 天津津航计算技术研究所 | 一种基于捷联惯导的双欧拉全姿态解算方法 |
CN115326062A (zh) * | 2022-05-10 | 2022-11-11 | 哈尔滨工业大学(深圳) | 基于仿生扑翼飞行机器人gnss ins组合导航方法、装置及介质 |
CN115343743A (zh) * | 2022-08-10 | 2022-11-15 | 烟台赤乌科技有限公司 | 一种不依赖水平基准和卫星信号的天文卫星组合导航定位***及方法 |
-
2022
- 2022-11-24 CN CN202211478462.5A patent/CN115542363B/zh active Active
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN107247157A (zh) * | 2017-05-10 | 2017-10-13 | 哈尔滨工程大学 | 一种面向大姿态机动的四元数全角域转换欧拉角的获取方法 |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
刘震 ; 王雪梅 ; 倪文波 ; .基于MEMS传感器的高精度姿态角测量研究.2017,第43卷(第02期),第6-12页. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN115542363A (zh) | 2022-12-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN110487301B (zh) | 一种雷达辅助机载捷联惯性导航***初始对准方法 | |
CN109813311B (zh) | 一种无人机编队协同导航方法 | |
CN110926468B (zh) | 基于传递对准的动中通天线多平台航姿确定方法 | |
CN108051866B (zh) | 基于捷联惯性/gps组合辅助水平角运动隔离的重力测量方法 | |
KR100761011B1 (ko) | 카메라형 태양센서를 이용한 관성항법시스템의자세보정장치 및 방법 | |
CN113311436B (zh) | 一种移动平台上激光测风雷达运动姿态测风订正方法 | |
CN110780326A (zh) | 一种车载组合导航***和定位方法 | |
CN112505737B (zh) | 一种gnss/ins组合导航方法 | |
CN110779521A (zh) | 一种多源融合的高精度定位方法与装置 | |
CN112611394B (zh) | 一种在发射坐标系下的飞行器姿态对准方法及*** | |
CN105091907B (zh) | Sins/dvl组合中dvl方位安装误差估计方法 | |
CN111426320B (zh) | 一种基于图像匹配/惯导/里程计的车辆自主导航方法 | |
CN101793523A (zh) | 一种组合导航和光电探测一体化*** | |
CN104698486A (zh) | 一种分布式pos用数据处理计算机***实时导航方法 | |
CN104374388A (zh) | 一种基于偏振光传感器的航姿测定方法 | |
CN105928515B (zh) | 一种无人机导航*** | |
CN107677292B (zh) | 基于重力场模型的垂线偏差补偿方法 | |
CN113074732A (zh) | 一种室内外无缝定位***及其定位方法 | |
CN109506660A (zh) | 一种用于仿生导航的姿态最优化解算方法 | |
CN115542363B (zh) | 一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法 | |
CN113503892A (zh) | 一种基于里程计和回溯导航的惯导***动基座初始对准方法 | |
Zorina et al. | Enhancement of INS/GNSS integration capabilities for aviation-related applications | |
CN108151765A (zh) | 一种在线实时估计补偿磁强计误差的定位测姿方法 | |
CN104501809A (zh) | 一种基于姿态耦合的捷联惯导/星敏感器组合导航方法 | |
CN112833878A (zh) | 近地面多源天文自主导航方法 |
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 |