CN106932186B - 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法 - Google Patents

一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法 Download PDF

Info

Publication number
CN106932186B
CN106932186B CN201710187618.7A CN201710187618A CN106932186B CN 106932186 B CN106932186 B CN 106932186B CN 201710187618 A CN201710187618 A CN 201710187618A CN 106932186 B CN106932186 B CN 106932186B
Authority
CN
China
Prior art keywords
landing gear
carrier
ejection
based aircraft
nose landing
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
Application number
CN201710187618.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106932186A (zh
Inventor
聂宏
房兴波
魏小辉
张明
黄龙龙
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN201710187618.7A priority Critical patent/CN106932186B/zh
Publication of CN106932186A publication Critical patent/CN106932186A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106932186B publication Critical patent/CN106932186B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M1/00—Testing static or dynamic balance of machines or structures
    • G01M1/10—Determining the moment of inertia
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M1/00—Testing static or dynamic balance of machines or structures
    • G01M1/12—Static balancing; Determining position of centre of gravity
    • G01M1/122—Determining position of centre of gravity
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M7/00—Vibration-testing of structures; Shock-testing of structures
    • G01M7/08—Shock-testing
    • 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

Abstract

本发明公开了一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法，属于一类飞机起落架试验技术领域。该试验装置包括前起落架弹射杆、舰载机前起落架、飞机质量惯量模拟机构、弹射器模拟系统以及牵制加载系统；飞机质量惯量模拟机构由钢梁组件、配重块以及轮胎构成；弹射器模拟系统由弹射滑块和弹射力气缸构成；牵制加载系统由前起落架牵制杆、牵制滑块、牵制液压缸以及限位挡板构成。该试验装置可以给舰载机前起落架施加真实的弹射释放过程的边界约束和载荷输入，实现了在实验室中没有舰载机发动机的情况下模拟舰载机弹射释放过程的前起落架试验，降低了试验规模，节约试验成本。

Description

一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法
技术领域：
本发明涉及一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法，属于一类飞机起落架试验技术领域。
背景技术：
舰载飞机在航母上起飞方式有自主起飞、滑跃起飞、弹射起飞三种方式，其中弹射起飞分为蒸汽弹射及电磁弹射等。而弹射起飞具有效率高，弹射周期短，弹射简便，不区分舰载机型号等优势，能够充分发挥舰载机和航母的作战性能，是未来发展的必然方向。
舰载机弹射起飞时，弹射器上的拖梭连接前起落架弹射杆，同时连接前起落架的牵制装置，然后由拖梭及飞机发动机同时施加载荷，当达到弹射起飞载荷时，牵制装置瞬间释放，由拖梭提供驱动力通过前起落架传递载荷牵引飞机加速滑跑，完成起飞。然而由于弹射时，在牵制杆释放瞬间前起落架所受载荷变化较大，从而引起前起落架振动等复杂的受载及运动情况，并且会影响整个弹射过程。因此，研究牵制载荷突卸时前起落架的运动受载情况是必要的，也是舰载机弹射起飞的技术难点之一。
目前舰载机前起落架弹射释放试验在国内尚无相关公开试验研究报道，国外在该方面研究起步较早，但公开内容极少。并且在目前公开的专利中并无相关研究。相关文献多为舰载机弹射过程的理论分析、舰载机弹射起飞动力学软件仿真研究、舰载机弹射起飞参数优化等，并没有相关的试验研究。
因此，需要对该问题做进一步的试验模拟研究。
发明内容：
本发明是为了解决上述现有技术存在的问题而提供一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法，模拟前起落架在实际弹射释放瞬间的真实受载情况。
本发明采用如下技术方案：一种舰载机前起落架弹射释放试验装置，包括前起落架弹射杆、舰载机前起落架、飞机质量惯量模拟机构、弹射器模拟系统以及牵制加载系统；
所述飞机质量惯量模拟机构由钢梁组件、配重块以及轮胎构成；
所述弹射器模拟系统由弹射滑块和弹射力气缸构成；
所述牵制加载系统由前起落架牵制杆、牵制滑块、牵制液压缸以及限位挡板构成；
所述舰载机前起落架安装在钢梁组件前端，轮胎安装在钢梁组件下方，所述配重块安装在钢梁组件上方，所述舰载机前起落架下末端的前起落架轮胎和轮胎放置在地面上，共同支撑钢梁组件和配重块，所述弹射滑块安装在舰载机前起落架前方的地面上，所述弹射滑块上表面具有与前起落架弹射杆连接的接头，弹射滑块在地面上前后滑动，所述弹射力气缸安装在弹射滑块下方，弹射力气缸的载荷输出端与弹射滑块连接以推动弹射滑块向前运动，所述牵制滑块安装在前起落架牵制杆后方的地面上，牵制滑块上表面具有与前起落架牵制杆连接的接头，牵制滑块能够前后滑动，所述牵制液压缸安装在牵制滑块后方的地面上，牵制液压缸中的活塞杆与牵制滑块连接以拉动牵制滑块前后移动，所述限位挡板安装在钢梁组件后方以阻碍钢梁组件向后移动。
本发明还采用如下技术方案：一种舰载机前起落架弹射释放试验装置的试验方法，步骤如下：
步骤一：按照舰载机的弹射起飞重量调整配重块的安装数量和安装位置，使钢梁组件、舰载机前起落架、轮胎以及配重块组成的舰载机质量模拟机构的重量、重心位置以及俯仰转动惯量与真实舰载机匹配；
步骤二：将舰载机质量模拟机构放置在地面上，将前起落架弹射杆与弹射滑块连接，前起落架牵制杆与牵制滑块连接，将限位挡板安装在钢梁组件的后方，固定在地面上，使钢梁组件不能向后移动；
步骤三：给弹射力气缸的无活塞杆腔充气，调整无活塞杆腔的气压使弹射力气缸的推力与舰载机弹射释放瞬间的弹射力大小相等，然后保持弹射力气缸的无活塞杆腔气压保持不变；
步骤四：给牵制液压缸的有活塞杆腔提供高压油，使牵制液压缸拉动牵制滑块向后移动，带动前起落架牵制杆、舰载机前起落架、钢梁组件一起向后运动，钢梁组件被限位挡板挡住以后，随着牵制液压缸载荷增加，前起落架牵制杆张紧力达到极限载荷后前起落架牵制杆解锁，前起落架牵制杆与舰载机前起落架分离，在弹射力气缸的推动下，弹射滑块带动舰载机前起落架和钢梁组件一起向前运动，前起落架牵制杆解锁瞬间，舰载机前起落架的约束条件和载荷输入与真实的舰载机弹射释放瞬间一致。
进一步地，步骤一中舰载机质量模拟机构的重量和重心位置根据舰载机起飞重量、弹射力、发动机推力计算得出，计算方法如下
Figure BDA0001255296670000031
Figure BDA0001255296670000032
其中，Msyt为钢梁组件、舰载机前起落架、轮胎以及配重块组成的舰载机质量模拟机构的总质量；Mhk为弹射滑块的质量；Mjzj为舰载机的真实起飞重量；Fts为舰载机弹射释放时刻的弹射力；Ff为舰载机的发动机推力；Lmsyt为舰载机质量模拟机构的中心位置距离轮胎的航向距离；Lmjzj为真实的舰载机重心位置与主起落架轮胎的航向距离。
本发明具有如下有益效果：本发明实现了在实验室中没有舰载机发动机的情况下模拟舰载机弹射释放过程的前起落架试验，降低了试验规模，节约试验成本；该试验装置适用于不同起飞重量的弹射型舰载机，也适用于不同结构形式的前起落架。
附图说明：
图1为舰载机前起落架弹射释放试验装置的结构图。
其中：
1、弹射滑块，2、前起落架弹射杆，3、舰载机前起落架，4、配重块，5、钢梁组件，6、轮胎，7、限位挡板，8、弹射力气缸，9、前起落架牵制杆，10、牵制滑块，11、牵制液压缸。
具体实施方式：
下面结合附图对本发明作进一步的说明。
本发明舰载机前起落架弹射释放试验装置包括：前起落架弹射杆2、舰载机前起落架3、飞机质量惯量模拟机构、弹射器模拟系统以及牵制加载系统；其中飞机质量惯量模拟机构由钢梁组件5、配重块4以及轮胎6构成；弹射器模拟系统由弹射滑块1和弹射力气缸8构成；牵制加载系统由前起落架牵制杆9、牵制滑块10、牵制液压缸11以及限位挡板7构成。
舰载机前起落架3安装在钢梁组件5前端，轮胎6安装在钢梁组件5下方，舰载机前起落架3下末端的前起落架轮胎与试验装置的轮胎6的距离由舰载机的前主轮距确定，前起落架轮胎和试验装置的轮胎6放置在地面上，共同支撑钢梁组件5和配重块4。配重块4安装在钢梁组件5上方，可以调整配重块4的数量和安装位置来模拟舰载机的起飞重量、重心位置以及俯仰转动惯量。弹射滑块1安装在舰载机前起落架3前方的地面上，弹射滑块1上表面具有与前起落架弹射杆2连接的接头，弹射滑块1可以在地面上前后滑动，弹射力气缸8安装在弹射滑块1下方，弹射力气缸8的载荷输出端与弹射滑块1连接，可以推动弹射滑块1向前运动。牵制滑块10安装在前起落架牵制杆9后方的地面上，牵制滑块10上表面具有与前起落架牵制杆9连接的接头，牵制滑块10可以前后滑动，牵制液压缸11安装在牵制滑块10后方的地面上，牵制液压缸11的活塞杆与牵制滑块10连接，可以拉动牵制滑块10前后移动。限位挡板7安装在钢梁组件5后方，固定在地面上，可以阻碍钢梁组件5向后移动。
本发明舰载机前起落架弹射释放试验装置实现的舰载机质量模拟方法为：按照舰载机的弹射起飞重量调整配重块4的安装数量和安装位置，使钢梁组件5、舰载机前起落架3、轮胎6以及配重块4组成的飞机模拟装置的重量、重心位置以及俯仰转动惯量与真实舰载机保持匹配，舰载机质量模拟机构的俯仰转动惯量与真实舰载机的俯仰转动惯量相等，舰载机质量模拟机构的总质量和重心位置根据舰载机起飞重量、弹射力、发动机推力计算得出，计算方法如下：
Figure BDA0001255296670000041
Figure BDA0001255296670000042
其中，Msyt为钢梁组件5、舰载机前起落架3、轮胎6以及配重块4组成的舰载机质量模拟机构的总质量；Mhk为弹射滑块1的质量；Mjzj为舰载机的真实起飞重量；Fts为舰载机弹射释放时刻的弹射力；Ff为舰载机的发动机推力；Lmsyt为舰载机质量模拟机构的中心位置距离轮胎6的航向距离；Lmjzj为真实的舰载机重心位置与主起落架轮胎的航向距离。
本发明舰载机前起落架弹射释放试验装置的试验方法，步骤如下：
步骤一：按照舰载机的弹射起飞重量调整配重块的安装数量和安装位置，使钢梁组件5、舰载机前起落架3、轮胎6以及配重块4组成的舰载机质量模拟机构的重量、重心位置以及俯仰转动惯量与真实舰载机匹配；
步骤二：将舰载机质量模拟机构放置在地面上，将前起落架弹射杆2与弹射滑块1连接，前起落架牵制杆9与牵制滑块10连接，将限位挡板7安装在钢梁组件5的后方，固定在地面上，使钢梁组件5不能向后移动；
步骤三：给弹射力气缸8的无活塞杆腔充气，调整无活塞杆腔的气压使弹射力气缸8的推力与舰载机弹射释放瞬间的弹射力大小相等，然后保持弹射力气缸8的无活塞杆腔气压保持不变；
步骤四：给牵制液压缸11的有活塞杆腔提供高压油，使牵制液压缸11拉动牵制滑块10向后移动，带动前起落架牵制杆9、舰载机前起落架3、钢梁组件5一起向后运动，钢梁组件5被限位挡板7挡住以后，随着牵制液压缸11载荷增加，前起落架牵制杆9张紧力达到极限载荷后前起落架牵制杆9解锁，前起落架牵制杆9与舰载机前起落架3分离，在弹射力气缸8的推动下，弹射滑块1带动舰载机前起落架3和钢梁组件5一起向前运动，前起落架牵制杆9解锁瞬间，舰载机前起落架3的约束条件和载荷输入与真实的舰载机弹射释放瞬间一致。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种舰载机前起落架弹射释放试验装置，其特征在于：包括前起落架弹射杆(2)、舰载机前起落架(3)、飞机质量惯量模拟机构、弹射器模拟系统以及牵制加载系统；
所述飞机质量惯量模拟机构由钢梁组件(5)、配重块(4)以及轮胎(6)构成；
所述弹射器模拟系统由弹射滑块(1)和弹射力气缸(8)构成；
所述牵制加载系统由前起落架牵制杆(9)、牵制滑块(10)、牵制液压缸(11)以及限位挡板(7)构成；
所述舰载机前起落架(3)安装在钢梁组件(5)前端，轮胎(6)安装在钢梁组件(5)下方，所述配重块(4)安装在钢梁组件(5)上方，所述舰载机前起落架(3)下末端的前起落架轮胎和轮胎(6)放置在地面上，共同支撑钢梁组件(5)和配重块(4)，所述弹射滑块(1)安装在舰载机前起落架(3)前方的地面上，所述弹射滑块(1)上表面具有与前起落架弹射杆(2)连接的接头，弹射滑块(1)在地面上前后滑动，所述弹射力气缸(8)安装在弹射滑块(1)下方，弹射力气缸(8)的载荷输出端与弹射滑块(1)连接以推动弹射滑块(1)向前运动，所述牵制滑块(10)安装在前起落架牵制杆(9)后方的地面上，牵制滑块(10)上表面具有与前起落架牵制杆(9)连接的接头，牵制滑块(10)能够前后滑动，所述牵制液压缸(11)安装在牵制滑块(10)后方的地面上，牵制液压缸(11)中的活塞杆与牵制滑块(10)连接以拉动牵制滑块(10)前后移动，所述限位挡板(7)安装在钢梁组件(5)后方以阻碍钢梁组件(5)向后移动。
2.一种如权利要求1所述的舰载机前起落架弹射释放试验装置的试验方法，其特征在于：步骤如下
步骤一：按照舰载机的弹射起飞重量调整配重块的安装数量和安装位置，使钢梁组件(5)、舰载机前起落架(3)、轮胎(6)以及配重块(4)组成的舰载机质量模拟机构的重量、重心位置以及俯仰转动惯量与真实舰载机匹配；
步骤二：将舰载机质量模拟机构放置在地面上，将前起落架弹射杆(2)与弹射滑块(1)连接，前起落架牵制杆(9)与牵制滑块(10)连接，将限位挡板(7)安装在钢梁组件(5)的后方，固定在地面上，使钢梁组件(5)不能向后移动；
步骤三：给弹射力气缸(8)的无活塞杆腔充气，调整无活塞杆腔的气压使弹射力气缸(8)的推力与舰载机弹射释放瞬间的弹射力大小相等，然后保持弹射力气缸(8)的无活塞杆腔气压保持不变；
步骤四：给牵制液压缸(11)的有活塞杆腔提供高压油，使牵制液压缸(11)拉动牵制滑块(10)向后移动，带动前起落架牵制杆(9)、舰载机前起落架(3)、钢梁组件(5)一起向后运动，钢梁组件(5)被限位挡板(7)挡住以后，随着牵制液压缸(11)载荷增加，前起落架牵制杆(9)张紧力达到极限载荷后前起落架牵制杆(9)解锁，前起落架牵制杆(9)与舰载机前起落架(3)分离，在弹射力气缸(8)的推动下，弹射滑块(1)带动舰载机前起落架(3)和钢梁组件(5)一起向前运动，前起落架牵制杆(9)解锁瞬间，舰载机前起落架(3)的约束条件和载荷输入与真实的舰载机弹射释放瞬间一致。
3.如权利要求2所述的舰载机前起落架弹射释放试验装置的试验方法，其特征在于：步骤一中舰载机质量模拟机构的重量和重心位置根据舰载机起飞重量、弹射力、发动机推力计算得出，计算方法如下
Figure FDA0004130990540000021
Figure FDA0004130990540000022
其中，Msyt为钢梁组件(5)、舰载机前起落架(3)、轮胎(6)以及配重块(4)组成的舰载机质量模拟机构的总质量；Mhk为弹射滑块(1)的质量；Mjzj为舰载机的真实起飞重量；Fts为舰载机弹射释放时刻的弹射力；Ff为舰载机的发动机推力；Lmsyt为舰载机质量模拟机构的中心位置距离轮胎(6)的航向距离；Lmjzj为真实的舰载机重心位置与主起落架轮胎的航向距离。
CN201710187618.7A 2017-03-27 2017-03-27 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法 Active CN106932186B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710187618.7A CN106932186B (zh) 2017-03-27 2017-03-27 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710187618.7A CN106932186B (zh) 2017-03-27 2017-03-27 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106932186A CN106932186A (zh) 2017-07-07
CN106932186B true CN106932186B (zh) 2023-07-11

Family

ID=59424873

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710187618.7A Active CN106932186B (zh) 2017-03-27 2017-03-27 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106932186B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108304638B (zh) * 2018-01-26 2021-10-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种受压状态下起飞的飞机轮胎最大下沉量计算方法
CN108502207A (zh) * 2018-03-19 2018-09-07 成都飞机工业（集团）有限责任公司 弹射冲击地面验证试验方法
CN109502048B (zh) * 2018-10-15 2021-12-17 西北工业大学 飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置及方法
CN110697078B (zh) * 2019-10-29 2020-12-01 燕山大学 起落架弹射杆收放性能试验机
CN116929819B (zh) * 2023-09-18 2023-12-12 中国飞机强度研究所 一种舰载机起落架突伸试验设备及方法

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6394391B1 (en) * 2001-03-22 2002-05-28 Wen-Chi Lo Landing truck for an aircraft in a forced landing
CN102175415B (zh) * 2011-03-11 2012-06-27 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种起落架离舰模拟实验机构
CN105138805A (zh) * 2015-09-29 2015-12-09 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法
CN106441774B (zh) * 2016-10-28 2019-01-22 武汉理工大学 一种舰载机起落架试验装置与试验方法
CN206725202U (zh) * 2017-03-27 2017-12-08 南京航空航天大学 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN106932186A (zh) 2017-07-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106932186B (zh) 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法
CN106976569B (zh) 一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置及其试验方法
CN106932187B (zh) 一种舰载机前起落架突伸试验装置及试验方法
CN103538733B (zh) 气浮悬挂式三维展开试验装置
CN202156542U (zh) 一种变载荷加载试验装置
CN102351046B (zh) 一种变载荷加载试验装置及其检测载荷的方法
CN105138805A (zh) 一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法
CN103277353B (zh) 无人机低冲击弹射装置气液压系统
CN104477400A (zh) 无人机液压弹射起飞系统
CN109502048B (zh) 飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置及方法
CN206725202U (zh) 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置
CN201497683U (zh) 一种用于撞击实验的可调速弹射装置
CN108082524A (zh) 一种无人机可控两级弹射车载控制系统和弹射方法
CN104122112A (zh) 飞机拦阻系统综合试验平台
CN207045783U (zh) 一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置
CN110920924A (zh) 一种无人机辅助液压弹射装置
CN109870069B (zh) 一种可连续发射的单管空气炮
CN112432555B (zh) 一种模拟机载弹发射用地面投放装置
CN116923725B (zh) 一种用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法
CN100427360C (zh) 模拟微重力的空间飞行器地面发射试验装置
CN104290916A (zh) 航母舰载机新型电磁起降跑道和气垫无形助推跑道
CN103129745B (zh) 舰载机全程匀加速机械牵引高速起飞方法及装置
CN211364991U (zh) 一种无人机辅助液压弹射装置
CN102680255B (zh) 基于动量传递的防回弹高速列车模型加速装置
CN106218913B (zh) 涡轮弹射器

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