CN108194230B - 非燃式相变换热推力装置 - Google Patents

非燃式相变换热推力装置 Download PDF

Info

Publication number
CN108194230B
CN108194230B CN201711274427.0A CN201711274427A CN108194230B CN 108194230 B CN108194230 B CN 108194230B CN 201711274427 A CN201711274427 A CN 201711274427A CN 108194230 B CN108194230 B CN 108194230B
Authority
CN
China
Prior art keywords
cabin
pipe
liquid
chamber
liquid nitrogen
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
CN201711274427.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108194230A (zh
Inventor
豆征
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.)
Northwest Institute Of Mechanical & Electrical Engineering
Original Assignee
Northwest Institute Of Mechanical & Electrical Engineering
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 Northwest Institute Of Mechanical & Electrical Engineering filed Critical Northwest Institute Of Mechanical & Electrical Engineering
Priority to CN201711274427.0A priority Critical patent/CN108194230B/zh
Publication of CN108194230A publication Critical patent/CN108194230A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108194230B publication Critical patent/CN108194230B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/86—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using nozzle throats of adjustable cross- section

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
  • Air Bags (AREA)

Abstract

本发明属于动力工程技术领域，具体涉及一种非燃式相变换热推力装置。其包括：喷管、导流板、喷口、尾舵、螺旋管、电热管、堵盖、冷舱、注液管、活塞、载荷舱、雷管、定时装置、炸药、贮筒、头罩、型料、尾挡、挡圈、第一螺堵、第二螺堵、第三螺堵、热舱、节流阀、节流杆、簧片、出管、注口、电热接头、密封圈、出液口。与现有技术相比较，本发明具备如下有益效果：1)技术集成度较为简约，研制、保障任务轻松；2)成本低廉，在大规模使用时经济性突出；3)对环境无污染，在制造、装调、使用各环节体现绿色理念。

Description

非燃式相变换热推力装置
技术领域
本发明属于动力工程技术领域，具体涉及一种非燃式相变换热推力装置。
背景技术
现有火箭推力技术已经十分成熟，可以遂行各种人类活动，但相对多样化的需求而言，其不足也是明显的，诸如技术复杂、工业生产链条很长、特殊工艺特殊材料较多、保障任务重、成本高，污染环境，在遂行一些特殊任务时，其经济性不足，诸如，大规模空中布雷、对付大量“低空、小、慢”目标、大规模人工降雨、在低空遂行大规模抛撒任务(如金属箔片)、布放空中侦查器材等。
现有人工降雨技术由于大量使用干冰，汽化后的二氧化碳对于大气环境是不利的(温室效应增强)，而且发射使用的火药对环境造成严重污染。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：针对低空的生产活动或防务目的，如何提供一种低成本且环保的推进技术手段。
(二)技术方案
为解决上述技术问题，本发明提供一种非燃式相变换热推力装置，其包括：喷管1、导流板2、喷口3、尾舵4、螺旋管5、电热管6、堵盖7、冷舱8、注液管9、活塞10、载荷舱11、雷管12、定时装置13、炸药14、贮筒15、头罩16、型料17、尾挡18、挡圈19、第一螺堵20、第二螺堵21、第三螺堵22、热舱23、节流阀25、节流杆26、簧片27、出管28、注口29、电热接头30、密封圈31、出液口32。
其中，所述喷管1和热舱23连接，导流板2与喷管1固连；尾舵4均匀分布安装在热舱23外围，热舱23与冷舱8固连，冷舱8与载荷舱11固连，载荷舱11与头罩16固连，连接方式包括断隔螺、销轴、铆接。
其中，所述喷管1和热舱23用防松螺钉连接。
其中，所述注液管9一端固定在冷舱8的盖板上，另一端固定在冷舱8的底板上；螺旋管5和电热管6固装于热舱23内，雷管12、定时装置13、炸药14、贮筒15固装于载荷舱11内；节流阀25安装在冷舱8和热舱23的堵盖7之间。
其中，所述热舱23内壁涂覆绝热耐高温涂层。
其中，所述冷舱8内壁和活塞10表面涂覆绝热耐低温涂层。
其中，所述热舱23内由注口29注入高沸点高热容低密度液体，注满后封住注口29；冷舱8内由第二螺堵21处的管口注入液氮，注满后旋紧第二螺堵21；活塞10和冷舱8端盖之间的空间由第三螺堵22处的管口注入液氦，注满后旋紧第三螺堵22；液氦在环境热量影响下汽化，汽化后的高压氦气推动活塞10运动，从而压缩冷舱8内的液氮通过节流阀25进入热舱23内的螺旋管5，螺旋管5把热舱23内的液体热量传递给液氮，液氮受热后迅速汽化，通过喷口3喷出，喷出的高压氮气在导流板2作用下，通过喷管1产生推力，导流板2的作用是减少紊流的形成，提高冲量水平。
其中，所述节流阀25用于控制冷舱8内的液氮进入热舱23，液氮流经出管28、节流杆26的节流口A方向与出管28的轴线平行时，节流阀25导通，节流杆26的节流口A方向与出管28的轴线垂直时，节流阀25截止；簧片27用于节流杆26的周向定位；所述密封圈31用于密封液氮；节流杆26的定位环B用于节流杆26的轴向定位，开口槽C用于使用工具旋转节流杆26；电热接头30用于接通电源给电热管6通电，从而加热热舱23内的液体。
其中，所述载荷舱11的作用是运载空中布放器材。
其中，在人工降雨的情况下，
贮筒15置于载荷舱11内，贮筒15内注入液氮，尾挡18用于封住贮筒15，挡圈19置于载荷舱11的环形槽内，用于尾挡18的定位；雷管12一端与尾挡18相连，另一端与定时装置13相连，定时装置13与炸药14相连，炸药14外面套一型料17；定时装置13、雷管12用于引爆炸药14及液氮，型料17在爆炸后用于产生凝结核，液氮在爆炸后迅速汽化，大量吸收周围热量，从而使水汽遇冷凝结。
当载荷舱11用于布放包括空中浮雷、金属箔片、侦查器材、空气采样的其他器材，可以利用爆炸索实现载荷舱11与其他部件的分离；根据载荷用途、重量、高度确定总冲量，根据总冲量计算冷舱8内液氮的注入量，根据液氮汽化吸热的多少计算高温液体的体积；由于速度低于火箭，气动加热程度及气动挠度比火箭要缓和，因此，外部表面处理及总体结构强度的实现成本低于火箭。
(三)有益效果
与现有技术相比较，本发明具备如下有益效果：
1)技术集成度较为简约，研制、保障任务轻松；
2)成本低廉，在大规模使用时经济性突出；
3)对环境无污染，在制造、装调、使用各环节体现绿色理念。
附图说明
图1是本发明结构组成示意图；
图2是局部结构图；
图3是节流阀结构图；
图4是节流杆结构图；
图5是挡圈结构图；
图6是前端内部结构图
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
为解决上述技术问题，本发明提供一种非燃式相变换热推力装置，如图1至图6所示，其包括：喷管1、导流板2、喷口3、尾舵4、螺旋管5、电热管6、堵盖7、冷舱8、注液管9、活塞10、载荷舱11、雷管12、定时装置13、炸药14、贮筒15、头罩16、型料17、尾挡18、挡圈19、第一螺堵20、第二螺堵21、第三螺堵22、热舱23、节流阀25、节流杆26、簧片27、出管28、注口29、电热接头30、密封圈31、出液口32。
图4中节流杆的特征A是节流口A、特征B是定位环B、特征C是开口槽C。
其中，所述喷管1和热舱23连接，导流板2与喷管1固连；尾舵4均匀分布安装在热舱23外围，热舱23与冷舱8固连，冷舱8与载荷舱11固连，载荷舱11与头罩16固连，连接方式包括断隔螺、销轴、铆接。
其中，所述喷管1和热舱23用防松螺钉连接。
其中，所述注液管9一端固定在冷舱8的盖板上，另一端固定在冷舱8的底板上；螺旋管5和电热管6固装于热舱23内，雷管12、定时装置13、炸药14、贮筒15固装于载荷舱11内；节流阀25安装在冷舱8和热舱23的堵盖7之间。
其中，所述热舱23内壁涂覆绝热耐高温涂层。
其中，所述冷舱8内壁和活塞10表面涂覆绝热耐低温涂层。
其中，所述热舱23内由注口29注入高沸点高热容低密度液体，注满后封住注口29；冷舱8内由第二螺堵21处的管口注入液氮，注满后旋紧第二螺堵21；活塞10和冷舱8端盖之间的空间由第三螺堵22处的管口注入液氦，注满后旋紧第三螺堵22；液氦在环境热量影响下汽化，汽化后的高压氦气推动活塞10运动，从而压缩冷舱8内的液氮通过节流阀25进入热舱23内的螺旋管5，螺旋管5把热舱23内的液体热量传递给液氮，液氮受热后迅速汽化，通过喷口3喷出，喷出的高压氮气在导流板2作用下，通过喷管1产生推力，导流板2的作用是减少紊流的形成，提高冲量水平。
其中，所述节流阀25用于控制冷舱8内的液氮进入热舱23，其结构如图3、图4所示，液氮流经出管28、节流杆26的节流口A方向与出管28的轴线平行时，节流阀25导通，节流杆26的节流口A方向与出管28的轴线垂直时，节流阀25截止；簧片27用于节流杆26的周向定位；所述密封圈31用于密封液氮；节流杆26的定位环B用于节流杆26的轴向定位，开口槽C用于使用工具旋转节流杆26；电热接头30用于接通电源给电热管6通电，从而加热热舱23内的液体。
其中，所述载荷舱11的作用是运载空中布放器材。
其中，在人工降雨的情况下，
贮筒15置于载荷舱11内，贮筒15内注入液氮，尾挡18用于封住贮筒15，挡圈19置于载荷舱11的环形槽内，用于尾挡18的定位；挡圈19的结构如图5所示；雷管12一端与尾挡18相连，另一端与定时装置13相连，定时装置13与炸药14相连，炸药14外面套一型料17；定时装置13、雷管12用于引爆炸药14及液氮，型料17在爆炸后用于产生凝结核，液氮在爆炸后迅速汽化，大量吸收周围热量，从而使水汽遇冷凝结。
当载荷舱11用于布放包括空中浮雷、金属箔片、侦查器材、空气采样的其他器材，可以利用爆炸索实现载荷舱11与其他部件的分离；根据载荷用途、重量、高度等确定总冲量，根据总冲量计算冷舱8内液氮的注入量，根据液氮汽化吸热的多少计算高温液体的体积；由于速度低于火箭，气动加热程度及气动挠度比火箭要缓和，因此，外部表面处理及总体结构强度的实现成本低于火箭。
实施例
如图1至图6所示，本实施例包括喷管1、导流板2、喷口3、尾舵4、螺旋管5、电热管6、堵盖7、冷舱8、注液管9、活塞10、载荷舱11、雷管12、定时装置13、炸药14、贮筒15、头罩16、型料17、尾挡18、挡圈19、第一螺堵20、第二螺堵21、第三螺堵22、热舱23、节流阀25、节流杆26、簧片27、出管28、注口29、电热接头30、密封圈31、出液口32；图4中节流杆的特征A是节流口A、特征B是定位环B、特征C是开口槽C。
喷管1和热舱23用防松螺钉连接，导流板2与喷管1固连；尾舵4均匀分布安装在热舱23外围，热舱23与冷舱8固连，冷舱8与载荷舱11固连，载荷舱11与头罩16固连，连接方式可以采取断隔螺、销轴、铆接等多种形式；注液管9一端固定在冷舱8的盖板上，另一端固定在冷舱8的底板上；螺旋管5和电热管6固装于热舱23内，雷管12、定时装置13、炸药14、贮筒15固装于载荷舱11内；节流阀25安装在冷舱8和热舱23的堵盖7之间。
热舱23内壁涂覆绝热耐高温涂层，冷舱8内壁和活塞10表面涂覆绝热耐低温涂层；热舱23内由注口29注入高沸点高热容低密度液体，注满后封住注口29；冷舱8内由第二螺堵21处的管口注入液氮，注满后旋紧第二螺堵21；活塞10和冷舱8端盖之间的空间由第三螺堵22处的管口注入液氦，注满后旋紧第三螺堵22；液氦在环境热量影响下汽化，汽化后的高压氦气推动活塞10运动，从而压缩冷舱8内的液氮通过节流阀25进入热舱23内的螺旋管5，螺旋管5把热舱23内的液体热量传递给液氮，液氮受热后迅速汽化，通过喷口3喷出，喷出的高压氮气在导流板2作用下，通过喷管1产生推力，导流板2的作用是减少紊流的形成，提高冲量水平。
节流阀25用于控制冷舱8内的液氮进入热舱23，其结构如图3、图4所示，液氮流经出管28，节流杆26的节流口AA方向与出管28的轴线平行时，节流阀25导通，节流杆26的节流口AA方向与出管28的轴线垂直时，节流阀25截止；簧片27用于节流杆26的周向定位；密封圈31用于密封液氮；节流杆26的定位环BB用于节流杆26的轴向定位，开口槽CC用于使用工具旋转节流杆26；电热接头30用于接通电源给电热管6通电，从而加热热舱23内的液体。
载荷舱11的作用是运载空中布放器材，本发明以人工降雨为例，说明其作用。
贮筒15置于载荷舱11内，贮筒15内注入液氮，尾挡18用于封住贮筒15，挡圈19置于载荷舱11的环形槽内，用于尾挡18的定位；挡圈19的结构如图5所示；雷管12一端与尾挡18相连，另一端与定时装置13相连，定时装置13与炸药14相连，炸药14外面套一型料17；定时装置13、雷管12用于引爆炸药14及液氮，型料17在爆炸后用于产生凝结核，液氮在爆炸后迅速汽化，大量吸收周围热量，从而使水汽遇冷凝结。
当载荷舱11用于布放其他器材，诸如空中浮雷、金属箔片、侦查器材、空气采样等，可以利用爆炸索实现载荷舱11与其他部件的分离；根据载荷用途、重量、高度等确定总冲量，根据总冲量计算冷舱8内液氮的注入量，根据液氮汽化吸热的多少计算高温液体的体积。由于速度低于火箭，气动加热程度及气动挠度比火箭要缓和，因此，外部表面处理及总体结构强度的实现成本低于火箭。
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，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种非燃式相变换热推力装置，其特征在于，其包括：喷管(1)、导流板(2)、喷口(3)、尾舵(4)、螺旋管(5)、电热管(6)、堵盖(7)、冷舱(8)、注液管(9)、活塞(10)、载荷舱(11)、雷管(12)、定时装置(13)、炸药(14)、贮筒(15)、头罩(16)、型料(17)、尾挡(18)、挡圈(19)、第二螺堵(21)、第三螺堵(22)、热舱(23)、节流阀(25)、节流杆(26)、簧片(27)、出管(28)、注口(29)、电热接头(30)、密封圈(31)；
所述喷管(1)和热舱(23)连接，导流板(2)与喷管(1)固连；尾舵(4)均匀分布安装在热舱(23)外围，热舱(23)与冷舱(8)固连，冷舱(8)与载荷舱(11)固连，载荷舱(11)与头罩(16)固连，连接方式包括断隔螺、销轴、铆接；
所述注液管(9)一端固定在冷舱(8)的盖板上，另一端固定在冷舱(8)的底板上；螺旋管(5)和电热管(6)固装于热舱(23)内，雷管(12)、定时装置(13)、炸药(14)、贮筒(15)固装于载荷舱(11)内；节流阀(25)安装在冷舱(8)和热舱(23)的堵盖(7)之间；
所述喷管(1)和热舱(23)用防松螺钉连接；
所述热舱(23)内壁涂覆绝热耐高温涂层；
所述冷舱(8)内壁和活塞(10)表面涂覆绝热耐低温涂层；
所述热舱(23)内由注口(29)注入高沸点高热容低密度液体，注满后封住注口(29)；冷舱(8)内由第二螺堵(21)处的管口注入液氮，注满后旋紧第二螺堵(21)；活塞(10)和冷舱(8)端盖之间的空间由第三螺堵(22)处的管口注入液氦，注满后旋紧第三螺堵(22)；液氦在环境热量影响下汽化，汽化后的高压氦气推动活塞(10)运动，从而压缩冷舱(8)内的液氮通过节流阀(25)进入热舱(23)内的螺旋管(5)，螺旋管(5)把热舱(23)内的液体热量传递给液氮，液氮受热后迅速汽化，通过喷口(3)喷出，喷出的高压氮气在导流板(2)作用下，通过喷管(1)产生推力，导流板(2)的作用是减少紊流的形成，提高冲量水平；
所述节流阀(25)用于控制冷舱(8)内的液氮进入热舱(23)，液氮流经出管(28)、节流杆(26)的节流口(A)方向与出管(28)的轴线平行时，节流阀(25)导通，节流杆(26)的节流口(A)方向与出管(28)的轴线垂直时，节流阀(25)截止；簧片(27)用于节流杆(26)的周向定位；所述密封圈(31)用于密封液氮；节流杆(26)的定位环(B)用于节流杆(26)的轴向定位，开口槽(C)用于使用工具旋转节流杆(26)；电热接头(30)用于接通电源给电热管(6)通电，从而加热热舱(23)内的液体；
所述载荷舱(11)的作用是运载空中布放器材；
在人工降雨的情况下，
贮筒(15)置于载荷舱(11)内，贮筒(15)内注入液氮，尾挡(18)用于封住贮筒(15)，挡圈(19)置于载荷舱(11)的环形槽内，用于尾挡(18)的定位；雷管(12)一端与尾挡(18)相连，另一端与定时装置(13)相连，定时装置(13)与炸药(14)相连，炸药(14)外面套一型料(17)；定时装置(13)、雷管(12)用于引爆炸药(14)及液氮，型料(17)在爆炸后用于产生凝结核，液氮在爆炸后迅速汽化，大量吸收周围热量，从而使水汽遇冷凝结；
在载荷舱(11)用于布放空中浮雷、金属箔片、侦查器材、空气采样器材的情况下，利用爆炸索实现载荷舱(11)与其他部件的分离；根据载荷用途、重量、高度确定总冲量，根据总冲量计算冷舱(8)内液氮的注入量，根据液氮汽化吸热的多少计算高温液体的体积；由于速度低于火箭，气动加热程度及气动挠度比火箭要缓和，因此，外部表面处理及总体结构强度的实现成本低于火箭。
CN201711274427.0A 2017-12-06 2017-12-06 非燃式相变换热推力装置 Active CN108194230B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711274427.0A CN108194230B (zh) 2017-12-06 2017-12-06 非燃式相变换热推力装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711274427.0A CN108194230B (zh) 2017-12-06 2017-12-06 非燃式相变换热推力装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108194230A CN108194230A (zh) 2018-06-22
CN108194230B true CN108194230B (zh) 2020-10-23

Family

ID=62573832

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711274427.0A Active CN108194230B (zh) 2017-12-06 2017-12-06 非燃式相变换热推力装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108194230B (zh)

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2010406B (en) * 1977-12-14 1982-02-24 Hawker Siddeley Dynamics Ltd Devices for producing a hot fluid stream
JP5352821B2 (ja) * 2008-03-10 2013-11-27 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 液体燃料貯蔵用容器及び該容器を用いた蒸気噴射システム
KR101183214B1 (ko) * 2010-11-08 2012-09-14 한국항공우주연구원 대기식 기화장치
CN106184823B (zh) * 2016-07-06 2018-05-01 浙江大学 一种自主汽化管理方法及液氨微推进系统

Also Published As

Publication number Publication date
CN108194230A (zh) 2018-06-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102536514B (zh) 带加力燃烧的涡扇发动机二元塞式喷管
CN1994824A (zh) 一种高超声速飞行器逆向脉冲爆炸防热和减阻方法
CN107187618B (zh) 液化气推进剂控制系统及控制方法
CN108194230B (zh) 非燃式相变换热推力装置
CN100423989C (zh) 一种高超声速飞行器无烧蚀自适应防热和减阻系统
Bae et al. A Preliminary Configuration Design of Methane/Oxygen Bipropellant Small-rocket-engine through Theoretical Performance Analysis
CN205408887U (zh) 一种冲击波原理局部天气干预器
CN102971519A (zh) 封装推进剂的引气式可变推力火箭发动机
CN107537108A (zh) 机载细水雾森林灭火弹
CN108343765A (zh) 一种爆炸式阀门及其应用以及提升能量转化效率的方法
CN113153581B (zh) 一种使用可延展材料包覆充流管道结构的柔性双钟型喷管
CN106394938B (zh) 一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置
EP3167939A1 (en) A fire extinguishing method and a fire extinguishing projectile
CN209069120U (zh) 一种充气气球红外诱饵用热源装置
CN204582366U (zh) 冷激波定向抛洒多相灭火装置
CN203577210U (zh) 一种智能化消防泄压防爆安全阀
CN208852301U (zh) 一种用于燃煤电厂湿烟囱的新型消防灭火系统
CN107643021B (zh) 一种起竖油箱
CN107270312B (zh) 一种金属基点火动力装置
CN104691990A (zh) 生物质燃料储料仓
CN104568370A (zh) 超声速着陆器快速开伞风洞试验装置
CN218125902U (zh) 一种高原预防冰雹农业激波炮
CN103775201A (zh) 一种使用再生式推进剂的叶轮发动机
JP3241145U (ja) 移動式水素酸素バーナー降雨装置
CN115823965A (zh) 一种用于垂直发射导弹初始转弯分离装置

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