专利摘要

本实用新型实施例公开了一种用于旋翼的主动流动控制装置，涉及旋翼飞行器技术领域，能够在不改变旋翼桨叶的气动外形的情况下，提升旋翼飞行器在飞行过程中的性能以及安全性。本实用新型包括：旋翼桨叶(1)的上表面开设有至少1条形安装槽，盖板(2)安装在所述条形安装槽中，完成安装的盖板(2)的外表面完全覆盖所述条形安装槽，并与旋翼桨叶(1)的未开槽部分共同形成旋翼桨叶(1)的上表面；盖板(2)的内表面开设安装槽位，安装槽位的数量与激励器的数量相同，在每个安装槽位中：包括一个凸台(21)，凸台(21)四周高出且中间低洼形成圆形凹槽(22)，圆形凹槽(22)的中心开设一个出气口(23)。

权利要求

1.一种用于旋翼的主动流动控制装置，其特征在于，包括：

所述主动流动控制装置安装在旋翼桨叶(1)上，所述主动流动控制装置包括：盖板(2)和安装在盖板上的激励器组(3)；

旋翼桨叶(1)的上表面开设有至少1条形安装槽，盖板(2)安装在所述条形安装槽中，完成安装的盖板(2)的外表面完全覆盖所述条形安装槽，并与旋翼桨叶(1)的未开槽部分共同形成旋翼桨叶(1)的上表面；

盖板(2)的内表面开设安装槽位，安装槽位的数量与激励器的数量相同，在每个安装槽位中：包括一个凸台(21)，凸台(21)四周高出且中间低洼形成圆形凹槽(22)，圆形凹槽(22)的中心开设一个出气口(23)；

激励器组(3)包括至少二个激励器，各个激励器之间采用并联的连接方式，激励器组(3)中的每个激励器：激励器正面贴合凸台(21)的四周高出部分，使得激励器正面与圆形凹槽(22)构成腔体(24)。

2.根据权利要求1所述的用于旋翼的主动流动控制装置，其特征在于，在每个安装槽位中：圆形凹槽(22)的中心开设的出气口(23)为长条形开口，且所有安装槽位的出气口位于同一水平线上；

或者，在每个安装槽位中：圆形凹槽(22)的中心开设的出气口(23)包括了至少2个气孔，且所有安装槽位的气孔都位于同一水平线上。

3.根据权利要求1所述的用于旋翼的主动流动控制装置，其特征在于，激励器正面与圆形凹槽(22)构成腔体(24)的厚度为3毫米；

出气口(23)的表面粗糙度Ra1.6。

4.根据权利要求1所述的用于旋翼的主动流动控制装置，其特征在于，

凸台(21)的周围开设有偶数个固定孔，所述偶数个固定孔围绕所述圆形凹槽均匀分布；

各个激励器通过螺钉或铆钉安装在各自所在安装槽位的固定孔上；

盖板(2)通过膨胀螺钉安装在旋翼桨叶(1)，且通过气密材料覆盖盖板(2)与旋翼桨叶(1)之间安装后形成的缝隙；

激励器正面与凸台(21)贴合形成的缝隙通过硅胶密封。

5.根据权利要求1-4中任意一项所述的用于旋翼的主动流动控制装置，其特征在于，激励器的安装位置距旋翼桨叶(1)的前缘依次为5％c、15％c、30％c、45％c和60％c，其中c为旋翼桨叶剖面翼型的弦长，各激励器所在的安装槽位中的出气口(23)的宽度均为1％c。

说明书

技术领域

本发明涉及旋翼飞行器技术领域，尤其涉及一种用于旋翼的主动流动控制装置。

背景技术

旋翼是直升机的关键部件，而旋翼运动产生的非定常涡流场十分复杂，在前飞来流速度上叠加旋翼旋转方向的相对来流速度，造成了旋翼桨叶工作在严重非对称的气流环境中。比如：旋翼后行(顺前飞来流方向)桨叶一般工作在低速大攻角状态，容易产生气流分离进而出现复杂的动态失速现象，使得旋翼飞行器在飞行过程中的安全性比不上固定翼飞行器。

因此，需要优化旋翼运动中的动态失速性能。现有方案中主要是采用外形优化和新型桨尖等优化气动设计方面的方法，被动地适应实际某种特定的旋翼气动环境。

但是，采用外形优化和新型桨尖只能够被动得满足某些特定的旋翼气动环境。而在飞行过程中，旋翼气动环境处于动态变化中，仅通过外形优化和新型桨尖的优化方案，对于旋翼飞行器飞行在飞行过程中的安全性的提升较为有限。

发明内容

本发明的实施例提供一种用于旋翼的主动流动控制装置，能够在不改变旋翼的气动外形的情况下，提升旋翼飞行器在飞行过程中的安全性。

为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：

所述主动流动控制装置安装在旋翼桨叶(1)上，所述主动流动控制装置包括：盖板(2)和安装在盖板上的激励器组(3)；

旋翼桨叶(1)的上表面开设有至少1条形安装槽，盖板(2)安装在所述条形安装槽中，完成安装的盖板(2)的外表面完全覆盖所述条形安装槽，并与旋翼桨叶(1)的未开槽部分共同形成旋翼桨叶(1)的上表面；

盖板(2)的内表面开设安装槽位，安装槽位的数量与激励器的数量相同，在每个安装槽位中：包括一个凸台(21)，凸台(21)四周高出且中间低洼形成圆形凹槽(22)，圆形凹槽(22)的中心开设一个出气口(23)；

激励器组(3)包括至少二个激励器，各个激励器之间采用并联的连接方式，激励器组(3)中的每个激励器：激励器正面贴合凸台(21)的四周高出部分，使得激励器正面与圆形凹槽(22)构成腔体(24)。

其中，在每个安装槽位中：圆形凹槽(22)的中心开设的出气口(23)为长条形开口；所有安装槽位的出气口位于同一水平线上。

或者，在每个安装槽位中：圆形凹槽(22)的中心开设的出气口(23)包括了至少2个气孔；所有安装槽位的气孔都位于同一水平线上。

凸台(21)的周围开设有偶数个固定孔，所述偶数个固定孔围绕所述圆形凹槽均匀分布；各个激励器通过螺钉或铆钉安装在各自所在安装槽位的固定孔上。

本发明实施例提供的用于旋翼的主动流动控制装置，具体涉及一种可以延缓桨叶表面气流的分离且能够使气流重附，使升力得以恢复的主动控制装置。在不改变桨叶的外型的情况下，在桨叶内部合理的布置控制器、腔体以及走线。从而增强边界层内外气流的掺混，使得气流分离现象得以有效地减弱和抑制；合成射流的切向分量可以直接向低能量边界层内注入能量，从而缓解逆压梯度的影响，进一步缓解气流的分离现象。采用本主动控制装置的旋翼在改善动态失速方面效果明显，在合成射流控制机理研究的基础上，对适用于旋翼的合成射流主动控制装置进行设计，同时考虑控制时的各个参数的调节。添加主动控制后的旋翼与原先旋翼相比，提高失速迎角，也提高桨盘拉力，从而在不改变旋翼桨叶的气动外形的情况下，提升旋翼飞行器在飞行过程中的安全性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为本发明实施例提供的用于旋翼的主动流动控制装置的桨叶剖面示意图；

图2a为本发明实施例提供的盖板内部(内表面)的顶视图；

图2b为本发明实施例提供的盖板中一个安装槽位的局部放大示意图；

图3为本发明实施例提供的盖板上表面的出气口示意图；

图4为本发明实施例提供的另一种可能的安装槽位的局部放大示意图；

图5为本发明实施例提供的完整盖板的内部(内表面)的顶视图；

图6为本发明实施例提供的激励器安装后的盖板的内部(内表面)的顶视图；

图7为本发明实施例提供的激励器安装后的盖板的内部(内表面)的局部放大图；

图8为本发明实施例提供的原理示意图；

图9为本发明实施例提供的参数曲线示意图。

具体实施方式

为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本发明的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/ 或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

本发明实施例提供一种用于旋翼的主动流动控制装置，如图1所示，包括：

所述主动流动控制装置安装在旋翼桨叶(1)上，所述主动流动控制装置包括：盖板(2)和安装在盖板上的激励器组(3)。

旋翼桨叶(1)的上表面开设有至少1条形安装槽，盖板(2)安装在所述条形安装槽中，完成安装的盖板(2)的外表面完全覆盖所述条形安装槽，并与旋翼桨叶(1)的未开槽部分共同形成旋翼桨叶(1)的上表面。

需要说明的是，盖板是长条形的，盖板是沿着旋翼桨叶的方向安装，即盖板与旋翼桨叶的处于近似平行的状态。而旋翼桨叶上可以安装多条盖板，尤其是在一些较为大型的旋翼飞行器上，旋翼桨叶的宽度足够安装2-5条相互平行的盖板，例如：图1中显示的，旋翼桨叶上安装了2条相互平行的盖板，每一条盖板上都可以安装多个激励器，从而提高激励器组工作效率。而旋翼桨叶的上表面开设有的条形安装槽的数量，与所安装的盖板数量匹配，且所有的盖板的外表面完全覆盖所在的条形安装槽，从而共同形成旋翼桨叶的上表面。

盖板(2)的内表面开设安装槽位，安装槽位的数量与激励器的数量相同，在每个安装槽位中：包括一个凸台(21)，凸台(21)四周高出且中间低洼形成圆形凹槽(22)，圆形凹槽(22)的中心开设一个出气口(23)。

激励器组(3)包括至少二个激励器，各个激励器之间采用并联的连接方式，激励器组(3)中的每个激励器：激励器正面贴合凸台(21)的四周高出部分，使得激励器正面与圆形凹槽(22)构成腔体(24)。

在本实施例的优选方案中，激励器正面与圆形凹槽(22)构成腔体(24) 的厚度为3毫米。

激励器通过螺钉安装在盖板上，安装的过程中需要保证密封，可以选用硅胶，激励器之间采用并联的连接方式以保证各激励器在指定的工作状态下分到的电压相同。盖板和桨叶之间可以采取螺钉的方式固定。桨叶和桨毂之间通过螺栓连接，在桨叶在工作状态设定好的情况下，通过计算此时的应力,选择合适的材料和螺栓的尺寸。

在本实施例中，如图2a、图2b所示的一种盖板内表面的局部放大图，在每个安装槽位中：圆形凹槽(22)的中心开设的出气口(23)为长条形开口(也可称为长条形缝隙)。如图3所示的，所有安装槽位的出气口位于同一水平线上。

可选的，可将长条形开口替代为连续点的气孔，在气孔方案中，所有气孔的横截面积之和大于等于长条形开口方案中长条形开口的横截面积的70％。如图 4所示的另一种盖板内表面的局部放大图，在每个安装槽位中：圆形凹槽(22) 的中心开设的出气口(23)包括了至少2个气孔。所有安装槽位的气孔都位于同一水平线上。

在本实施例的优选方案中，出气口(23)的表面粗糙度Ra1.6。表面工况大致为出气口表面看不到加工痕迹(比如由于加工精度不高造成的毛刺，缺口等)。出气口(23)保证一定的光洁度，以减少出口射流速度的损耗。

在本实施例中，如图5所示的，凸台(21)的周围开设有偶数个固定孔，所述偶数个固定孔围绕所述圆形凹槽均匀分布。

如图6所示的装上激励器后盖板顶视图和如图7所示的激励器安装后局部放大图，各个激励器通过螺钉或铆钉安装在各自所在安装槽位的固定孔上。其中，激励器的具体型号可以是如图6、7中的B1S，28-03608-101000。

具体的，圆形凹槽的尺寸与激励器规格相符合，略大于激励器的膜片，略小于激励器正面尺寸。凹槽截面可根据激励器的外形进行变更。

凸台在保证安装稳定后，截面积尽可能的减小，以减少盖板总重量，并提供激励器控制及电源线路的布置空间。

具体的，激励器正面与凸台(21)贴合形成的缝隙通过硅胶密封。

进一步的，为了保证装置的气密性，还采取的安装方式包括：在使用螺丝固定前，先在凸台的四周涂一圈硅胶，之后在上紧螺钉；安装完毕后，分别针对单个激励器进行出口风速试验，与参考状态进行对比，确保激励器腔体已密封。

在本实施例的中，盖板(2)通过膨胀螺钉安装在旋翼桨叶(1)。

通过气密材料覆盖盖板(2)与旋翼桨叶(1)之间安装后形成的缝隙。比如：为了保证桨叶的气动外形，安装完盖板后，可以将盖板和桨叶之间的缝隙用透明胶带或者航空胶带裹住。

合成射流技术被认为是目前最具发展潜力的旋翼主动流动控制技术之一。旋翼后行桨叶在大攻角下工作，合成射流能够使分离的气流向桨叶表面偏转，并可能使气流重附，升力得以恢复。Hassan等人首次采用升力线理论结合全位势方程的CFD方法研究了在桨叶前缘附近采用法向吹/吸气的方法进行桨-涡干扰的主动流动控制。随后，Dindar、Hassan等人采用Euler方程和非结构自适应网格对施加了定常射流控制的悬停旋翼进行了数值模拟。上述有限的研究都是数值模拟结果，试验分析一直缺乏，主要原因在于缺少一种适用于旋翼的合成射流主动控制装置。

本实用新型涉及一种旋翼桨叶的主动控制装置，具体涉及一种可以延缓桨叶表面气流的分离且能够使气流重附，使升力得以恢复的主动控制装置。

为解决现有技术中直升机旋翼后行桨叶动态失速的问题，本实用新型提供一种结构小、重量轻、能耗低、响应快的成射流主动控制装置。在不改变桨叶的外型的情况下，在桨叶内部合理的布置控制器、腔体以及走线。

通过CFD方法数值模拟以及试验研究，表明合成射流能够通过法向的扰动将边界层外层的高速主流引入低能量的边界层内，从而增强边界层内外气流的掺混，使得气流分离现象得以有效地减弱和抑制；合成射流的切向分量可以直接向低能量边界层内注入能量，从而缓解逆压梯度的影响，进一步缓解气流的分离现象。采用本主动控制装置的旋翼在改善动态失速方面效果明显，在合成射流控制机理研究的基础上，对适用于旋翼的合成射流主动控制装置进行设计，同时考虑控制时的各个参数的调节。添加主动控制后的旋翼与原先旋翼相比，失速迎角可以提高2-3°，桨盘拉力提高约10％。

本发明还提供一种用于旋翼的主动流动控制方法，应用在上述主动流动控制装置上，即装置中包括了：主动流动控制装置安装在旋翼桨叶(1)上，所述主动流动控制装置包括：盖板(2)和安装在盖板上的激励器组(3)；旋翼桨叶 (1)的上表面开设有至少1条形安装槽，盖板(2)安装在所述条形安装槽中，完成安装的盖板(2)的外表面完全覆盖所述条形安装槽，并与旋翼桨叶(1) 的未开槽部分共同形成旋翼桨叶(1)的上表面；盖板(2)的内表面开设安装槽位，安装槽位的数量与激励器的数量相同，在每个安装槽位中：包括一个凸台(21)，凸台(21)四周高出且中间低洼形成圆形凹槽(22)，圆形凹槽(22) 的中心开设一个出气口(23)；激励器组(3)包括至少二个激励器，各个激励器之间采用并联的连接方式，激励器组(3)中的每个激励器：激励器正面贴合凸台(21)的四周高出部分，使得激励器正面与圆形凹槽(22)构成腔体(24)。

该控制方法的主要包括：确定当前的气动环境，并根据当前的气动环境开启射流阵列。

具体的，第一至第五激励器的安装位置距旋翼桨叶(1)的前缘依次为5％c、 15％c、30％c、45％c和60％c，其中c为旋翼桨叶剖面翼型的弦长，各激励器所在的安装槽位中的出气口(23)的宽度均为1％c。

例如：在OA213翼型的旋翼上，吸力面距前缘5％c、15％c、30％c、45％c和60％c 位置分别设置射流激励器(出口宽度均为1％c)。

本实施例中，以OA213翼型为应用对象，将合成射流的激励频率F⁺、射流动量系数C_μ、射流偏角θ_jet和射流位置等作为改善翼型气动特性方面的调整参数。其中，计算状态选取来流马赫数M＝0.4(典型的旋翼后行桨叶工作状态)，基于翼型弦长的雷诺数为Re＝8.5×10⁶。

首先，开启OA213翼型上表面距前缘5％c的合成射流激励器，开展了合成射流无量纲频率对射流控制效果影响的研究。合成射流的其他参数设置为：射流动量系数C_μ＝0.0007，射流偏角θ_jet＝25°。当射流无量纲频率F⁺＝0.5时，翼型升力系数的增量最大。随着射流无量纲频率的增大，合成射流对翼型升力系数的改善效果明显下降。与之不同，合成射流对翼型阻力系数和力矩系数的改善分别在F⁺＝2.0和F⁺＝1.0时达到最佳效果，合成射流控制下的翼型升阻比在F⁺＝2.0有一个峰值。较大的射流无量纲频率使得射流对翼型气动力系数的改善效果迅速下降。由此可知，若要着重提升翼型某一气动力，可以采用相应的射流频率对激励器进行驱动。总体而言，对翼型整体气动特性改善最有效的射流无量刚频率在0.5≤F⁺≤2.0之间。

所述根据当前的气动环境开启射流阵列，具体包括：

开启至少一个激励器，所开启的激励器的射流偏角θ_jet均取值30°，射流动量系数C_μ均取值0.09，射流无量纲频率F⁺取值大于等于20且小于等于50；

各个激励器的工作频率为200Hz。

例如：如图8所示的激励器的工作原理，激励器速度与激励频率以及输入电压之间的关系，从图9所示的射流时均速度随激励电压和频率变化曲线可以看出. 射流速度与激励频率之间存在着一定的函数关系，随着激励频率的提高，射流速度先增大后减小，当激励频率在200Hz附近时，激励器出口速度达到最大值，因此设定的固定射流激励器频率200Hz。其中，若要着重提升翼型某一气动力，可以采用相应的射流频率对激励器进行驱动。针对合成射流频率对旋翼翼型动态失速控制效果的影响进行了研究。分别开启10％c和60％c处的射流激励器，采用不同的射流无量纲频率对翼型气动特性进行控制，其中，射流偏角均取为θ_jet＝30°，射流动量系数均为C_μ＝0.09，射流无量纲频率F⁺取20～50。

具体的，当需提升升力系数增量时，开启第一、二和五激励器；或者，开启第一和四激励器；

以及，当需提升阻力系数减小量时，开启第一、二和四激励器；或者，开启第一和五激励器。

相较于单射流激励器控制情况，合成射流阵列的控制可以更为明显地提高翼型在失速状态的气动特性。例如，相对于单射流控制下的翼型气动力系数增量，射流阵列7(包括：射流激励器1、2和5的组合)可以将升力系数增量提高约26％，射流阵列6(包括：射流激励器1、2和4的组合)可将阻力系数减小量提高约13％。通过合理地设置合成射流阵列组合，可以有效提高合成射流对翼型表面气流分离和失速的控制效果，进而更好地提高翼型的气动特性。

在以上数值模拟结果基础上，对射流阵列中的不同激励器设置不同的射流参数，进一步研究合成射流阵列参数对翼型升力和阻力特性控制效果的影响。合成射流阵列的组合与表所示一致。

表1射流阵列组合的编号

表则给出了本实施例中的不同射流激励器的合成射流参数。可以看出，相对于控制情况一，激励器的射流动量系数均增大到C_μ＝0.007，各激励器的射流偏角分别设置在45°到70°之间。

表2各射流激励器的控制参数(控制情况二)

由此可知，相对于单个射流激励器1的控制状态，射流阵列对翼型升力系数和阻力系数的控制效果更加显著。相比于单射流控制，射流阵列3(射流激励器 1和4的组合)对升力系数的控制效果提高了将近100％，射流阵列4(射流激励器 1和5的组合)对翼型阻力系数的控制效果也提高了近26.5％。

在本实施例的优选方案中，第六激励器的安装位置距翼型旋翼桨叶(1)的前缘10％c，且设定射流偏角为20°；第五激励器设定射流偏角为40°。

10％c处激励器的射流偏角为20°时，阵列能够很好地提高翼型的最大升力系数，并且60％c处的激励器的射流角度为40°时的控制效果比60°时更好；当60％c处的射流偏角为20°时，靠近前缘的激励器的射流偏角更小时(40°)。然后，针对合成射流阵列的射流偏角组合对旋翼翼型动态失速的影响规律进行研究。两处激励器的射流无量纲频率均为F⁺＝30，动量系数均为C_μ＝0.01。通过实验得出，10％c处激励器的射流偏角为20°时，阵列能够很好地提高翼型的最大升力系数，并且60％c处的激励器的射流角度为40°时的控制效果比60°时更好；当60％c处的射流偏角为20°时，靠近前缘的激励器的射流偏角更小时 (40°)，阵列的控制效果更好。总体来说，射流激励器的偏角较小时，阵列的控制效果更为明显。

本发明实施例提供的用于旋翼的主动流动控制方法，具体涉及一种可以延缓桨叶表面气流的分离且能够使气流重附，使升力得以恢复的主动控制装置。在不改变桨叶的外型的情况下，在桨叶内部合理的布置控制器、腔体以及走线。从而增强边界层内外气流的掺混，使得气流分离现象得以有效地减弱和抑制；合成射流的切向分量可以直接向低能量边界层内注入能量，从而缓解逆压梯度的影响，进一步缓解气流的分离现象。采用本主动控制装置的旋翼在改善动态失速方面效果明显，在合成射流控制机理研究的基础上，对适用于旋翼的合成射流主动控制装置进行设计，同时考虑控制时的各个参数的调节。添加主动控制后的旋翼与原先旋翼相比，提高失速迎角，也提高桨盘拉力，从而在不改变旋翼的气动外形的情况下，提升旋翼飞行器在飞行过程中的安全性。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

一种用于旋翼的主动流动控制装置专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。