CN108895484B - 一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室 - Google Patents

一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室 Download PDF

Info

Publication number
CN108895484B
CN108895484B CN201810805227.1A CN201810805227A CN108895484B CN 108895484 B CN108895484 B CN 108895484B CN 201810805227 A CN201810805227 A CN 201810805227A CN 108895484 B CN108895484 B CN 108895484B
Authority
CN
China
Prior art keywords
combustion chamber
kerosene
oxygen
vortex
nozzle
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
CN201810805227.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108895484A (zh
Inventor
王勇
王储
杨伟东
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.)
Xian Aerospace Propulsion Institute
Original Assignee
Xian Aerospace Propulsion Institute
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 Xian Aerospace Propulsion Institute filed Critical Xian Aerospace Propulsion Institute
Priority to CN201810805227.1A priority Critical patent/CN108895484B/zh
Publication of CN108895484A publication Critical patent/CN108895484A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108895484B publication Critical patent/CN108895484B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/38—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising rotary fuel injection means
    • 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
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/52—Injectors
    • 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
    • F02K9/66—Combustion or thrust chambers of the rotary type

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Spray-Type Burners (AREA)

Abstract

一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室，包括头部基体、身部、喷管、气氧系统以及煤油系统，头部基体、身部和喷管从上到下依次固连，形成整体结构，身部内为燃烧室内腔，气氧系统将氧气切向喷入燃烧室内腔，形成外涡流和内涡流的双旋气流结构，煤油系统连接在头部上，将煤油喷入燃烧室内腔与内涡流区域的氧气实现掺混燃烧。本发明将双组元推进剂的混合燃烧过程限制在燃烧室中心区，通过外侧氧气旋流达到壁面冷却和防止积碳的目的。燃烧室头部设计了敞口离心式喷嘴和旋转调节套筒，燃料雾化后，在内涡流区域与氧气实现掺混燃烧，在煤油喷嘴出口附近形成稳定的回流区，保证推进剂的可靠点火和稳定燃烧；燃烧室结构简单、无需冷却、维护性能好、并且成本低。

Description

一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室
技术领域
本发明涉及一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室，特别涉及气体和液体推进剂组合的涡流冷却燃烧室，属于航空航天领域。
背景技术
新一代运载火箭主动力系统均采用无毒液氧/液氢和液氧/煤油发动机，而辅助动力系统目前还采用肼类推进剂，因此，为了实现全箭推进剂的一体化，需要对无毒、无污染火箭辅助动力及其关键技术进行研究。相关科研单位开展了运载火箭气氧/煤油姿控发动机的研制工作，攻克了多项关键技术，但发动机的冷却、煤油结焦等问题尚未较好地解决。由于气氧/煤油姿控发动机结构尺寸小，如采用煤油组织冷却会带来壁面及喷嘴出口积碳严重现象，而采用气膜冷却方法虽然达到了消除积碳的目的，但燃烧效率较低。
发明内容
本发明解决的技术问题是：根据现有气氧/煤油姿轨控发动机面临的冷却和煤油结焦问题，提出了一种基于气氧和煤油推进剂的涡流冷却燃烧室，燃烧室能够形成气体/液体推进剂组合燃烧的双旋流结构，能够可靠点火，燃烧稳定并且热防护有效，具有结构简单和结构参数可调等特点。
本发明的技术解决方案为：
一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室，包括：头部基体、身部、喷管、气氧系统以及煤油系统；
头部基体、身部和喷管从上到下依次固连在一起，形成气氧/煤油涡流冷却燃烧室整体结构，身部内部的圆柱状空腔即为燃烧室内腔，气氧系统将氧气切向喷入燃烧室内腔，在燃烧室内腔中形成外涡流和内涡流的双旋气流结构，煤油系统连接在头部上，将煤油喷入燃烧室内腔，与所述内涡流区域的氧气实现掺混燃烧。
所述煤油系统包括煤油入口管嘴、点火器安装座、敞口离心式喷嘴、旋转套筒和煤油喷注前测压嘴；
煤油入口管嘴和煤油喷注前测压嘴均固定连接在头部基体上，点火器安装座和敞口离心式喷嘴固连成一体，紧固于头部基体上；旋转套筒从下侧通过螺纹连接在头部基体上，用于调整煤油出口位置，在敞口离心式喷嘴出口附近形成氧气和煤油掺混燃烧的稳定回流区。
头部基体的喷注面板呈圆弧过渡的平面面板状。
煤油通过煤油入口管嘴注入，并通过沿轴向布置在喷注面板中心的敞口离心式喷嘴喷入燃烧室内腔完成雾化。
所述气氧系统包括测压管嘴、氧气入口管嘴、氧化剂腔以及氧气喷嘴；
氧气入口管嘴和氧化剂腔焊接成一体，喷管和氧气喷嘴依次安装在氧化剂腔上，并与身部和燃烧室头部通过螺栓、垫片和螺母组装成整体结构；测压管嘴连接在身部上，用于测量燃烧室内腔压力。
氧气喷嘴包括多个连通氧化剂腔和燃烧室内腔的直孔。
所述小孔沿燃烧室内腔轴向向上成10～40°夹角且与燃烧室内腔相切。
氧气从氧气入口管嘴进入氧化剂腔后，切向喷入燃烧室内腔，沿燃烧室内腔的内壁面旋流向头部运动，形成外涡流，到头部基体的圆弧过渡喷注面板后，继而向喷管出口方向旋流运动形成内涡流，在燃烧室内腔中形成同轴上下反向运动的双旋气流结构。
煤油喷入燃烧室内腔时的旋转方向与所述氧气外涡流方向、氧气内涡流方向一致。
氧气在掺混燃烧前，在燃烧室内腔内壁面形成了外旋流气膜，即外涡流，外涡流氧气阻止高温燃气与燃烧室内壁面接触，使得燃烧室内腔的内壁面热载荷减小、温度降低，防止积碳产生。
本发明还提出一种气氧/煤油发动机，该发动机的燃烧室采用上述气氧/煤油涡流冷却燃烧室实现。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明的气氧/煤油涡流冷却燃烧室，在内部实现了同轴、同旋转方向、轴向流动方向相反的双旋涡结构，在燃烧室内壁面形成了保护气膜。
(2)本发明的敞口离心式燃烧喷嘴和点火器一体化设计，简化了燃烧室头部结构，实现了点火器的热防护，并且点火可靠。
(3)本发明的旋转套筒可调设计，便于开展液体喷注及掺混位置的可调节参数化研究，形成了气液掺混燃烧和火焰稳定的回流区域，并且保证了喷注面板热防护可靠。
(4)采用本发明的机械连接式涡流冷却燃烧室，可开展结构参数的涡流冷却效果影响因素研究，设计简单，操作方便。
(5)采用本发明的涡流冷却燃烧室，实现了气氧/煤油推进剂可靠点火，稳定燃烧，并且点火器和燃烧室热防护有效。
附图说明
图1是本发明的气氧/煤油涡流冷却燃烧室结构图。
图2是本发明的气氧/煤油涡流冷却燃烧室轴向速度分布图
图3是本发明的气氧/煤油涡流冷却燃烧室的流线分布图。
图4是本发明的气氧/煤油涡流冷却燃烧室的温度云图。
图5是本发明的气氧/煤油涡流冷却燃烧室的气氧质量分数云图。
具体实施方式
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：
本发明提出的一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室，解决了现有技术中冷却和煤油结焦问题，可应用于新一代运载火箭气氧/煤油、气氧/液氢、气氧/甲烷等推进剂组合的姿轨控发动机，或者可作为小型火炬点火器应用于型号研制、地面设备和其它工业中。
如图1所示，本发明提出的一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室，包括：头部基体2、身部7、喷管12、气氧系统以及煤油系统；
头部基体2、身部7和喷管12从上到下依次固连在一起，形成气氧/煤油涡流冷却燃烧室整体结构，身部7内部的圆柱状空腔即为燃烧室内腔，气氧系统将氧气切向喷入燃烧室内腔，在燃烧室内腔中形成外涡流和内涡流的双旋气流结构，煤油系统连接在头部上，将煤油喷入燃烧室内腔，与所述内涡流区域的氧气实现掺混燃烧。
所述煤油系统包括煤油入口管嘴1、点火器安装座3、敞口离心式喷嘴4、旋转套筒5和煤油喷注前测压嘴6；头部主要完成燃料的喷注和燃烧室点火。
煤油入口管嘴1和煤油喷注前测压嘴6均固定连接在头部基体2上，点火器安装座3和敞口离心式喷嘴4焊接成一体，通过螺钉紧固于头部基体2上；煤油通过煤油入口管嘴1注入，并通过沿轴向布置在喷注面板中心的敞口离心式喷嘴4喷入燃烧室内腔，形成旋转的煤油液膜，在离心力和两相流作用下完成雾化。
头部基体2的喷注面板呈圆弧过渡的平面面板状，有利于减小气氧旋流反向流动的流阻。旋转套筒5从下侧通过螺纹连接在头部基体2上，用于调整煤油出口位置，在敞口离心式喷嘴4出口附近形成氧气和煤油掺混燃烧的稳定回流区；同时保证了喷注面板远离回流区，避免了烧蚀风险。
电点火器的火花塞安装于点火器安装座3上，深入敞口离心式喷嘴4的出口附近，布置在燃料喷嘴中心，能够保证煤油和气氧的可靠点火和实现点火器有效的热防护。
如图1所示，气氧系统包括测压管嘴8、氧气入口管嘴9、氧化剂腔10以及氧气喷嘴11；
氧气入口管嘴9和氧化剂腔10焊接成一体，喷管12和氧气喷嘴11依次安装在氧化剂腔10上，并与身部7和燃烧室头部通过螺栓13、垫片14和螺母15组装成整体结构；测压管嘴8连接在身部7上，用于测量燃烧室内腔压力。
氧气喷嘴11包括多个连通氧化剂腔(10)和燃烧室内腔的直孔。直孔沿燃烧室内腔轴向向上成10～40°夹角且与燃烧室内腔相切。氧气从氧气入口管嘴9进入氧化剂腔10后，切向喷入燃烧室内腔，沿燃烧室内腔的内壁面旋流向头部运动，形成外涡流，到头部基体2的圆弧过渡喷注面板后，继而向喷管12出口方向旋流运动形成内涡流，在燃烧室内腔中形成同轴上下反向运动的双旋气流结构。
煤油喷入燃烧室内腔时的旋转方向与所述氧气外涡流方向、氧气内涡流方向一致。氧气在掺混燃烧前，在燃烧室内腔内壁面形成了外旋流气膜，即外涡流，外涡流氧气阻止高温燃气与燃烧室内壁面接触，使得燃烧室内腔的内壁面热载荷减小、温度降低，防止积碳产生。
实施例：
以150N气氧/煤油涡流冷却燃烧室作为实施案例，通过合理的燃烧室结构参数匹配得到燃烧室结构如图1所示。采用可压缩理想气体、平衡非绝热PDF(概率密度模型)非预混燃烧模型、RNG k-ε湍流模型和离散型雾化模型进行仿真计算验证。
涡流冷却燃烧室内轴向速度和流线分布分别如图2和图3所示。推力室圆柱段内的轴向速度存在反向界面，说明在推力室内形成了内外双漩涡结构；在燃烧室喷注面板两侧形成了稳定的低速回流区，这有利于推进剂掺混、可靠点火、火焰稳定和提高燃烧效率。燃烧室内温度和氧气质量分数分布云图分别如图4和图5所示。高温区域主要集中在燃烧室环形区域内，两侧壁面附近的温度较低，喷注面板附近温度相对较高，而轴向中心存在低温区，由推力室中部一直延伸至出口。在燃烧室侧壁面和头部附近的氧气质量分数较高，形成了一层保护膜，隔离了环形区域的高温燃气，达到了冷却目的。
通过仿真计算，验证了气氧/煤油涡流冷却推力室设计的合理性，头部及喷嘴设计能实现推力室可靠点火和有效冷却。
本发明气氧/煤油涡流冷却燃烧室经过多次试验考核，达到了预期的目的，具备实现涡流冷却的功能。本发明还将该燃烧室结构应用在了气氧/煤油发动机上。
本实施方式的上述描述和附图代表了本发明的优选方案，本领域技术人员可以根据不同的设计要求和设计参数在不偏离本发明权利要求所界定的范围内进行各种增补、改进和更换，因此，本发明是广泛的。

Claims (5)

1.一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室，其特征在于包括：头部基体(2)、身部(7)、喷管(12)、气氧系统以及煤油系统；
头部基体(2)、身部(7)和喷管(12)从上到下依次固连在一起，形成气氧/煤油涡流冷却燃烧室整体结构，身部(7)内部的圆柱状空腔即为燃烧室内腔，气氧系统将氧气切向喷入燃烧室内腔，在燃烧室内腔中形成外涡流和内涡流的双旋气流结构，煤油系统连接在头部上，将煤油喷入燃烧室内腔，与所述内涡流区域的氧气实现掺混燃烧；
所述煤油系统包括煤油入口管嘴(1)、点火器安装座(3)、敞口离心式喷嘴(4)、旋转套筒(5)和煤油喷注前测压嘴(6)；
煤油入口管嘴(1)和煤油喷注前测压嘴(6)均固定连接在头部基体(2)上，点火器安装座(3)和敞口离心式喷嘴(4)固连成一体，紧固于头部基体(2)上；旋转套筒(5)从下侧通过螺纹连接在头部基体(2)上，用于调整煤油出口位置，在敞口离心式喷嘴(4)出口附近形成氧气和煤油掺混燃烧的稳定回流区；
煤油通过煤油入口管嘴(1)注入，并通过沿轴向布置在喷注面板中心的敞口离心式喷嘴(4)喷入燃烧室内腔完成雾化；
所述气氧系统包括测压管嘴(8)、氧气入口管嘴(9)、氧化剂腔(10)以及氧气喷嘴(11)；
氧气入口管嘴(9)和氧化剂腔(10)焊接成一体，喷管(12)和氧气喷嘴(11)依次安装在氧化剂腔(10)上，并与身部(7)和燃烧室头部通过螺栓(13)、垫片(14)和螺母(15)组装成整体结构；测压管嘴(8)连接在身部(7)上，用于测量燃烧室内腔压力；
氧气喷嘴(11)包括多个连通氧化剂腔(10)和燃烧室内腔的直孔；
氧气从氧气入口管嘴(9)进入氧化剂腔(10)后，切向喷入燃烧室内腔，沿燃烧室内腔的内壁面旋流向头部运动，形成外涡流，到头部基体(2)的圆弧过渡喷注面板后，继而向喷管(12)出口方向旋流运动形成内涡流，在燃烧室内腔中形成同轴上下反向运动的双旋气流结构；
煤油喷入燃烧室内腔时的旋转方向与所述氧气外涡流方向、氧气内涡流方向一致。
2.根据权利要求1所述的一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室，其特征在于：头部基体(2)的喷注面板呈圆弧过渡的平面面板状。
3.根据权利要求1所述的一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室，其特征在于：所述直孔沿燃烧室内腔轴向向上成10～40°夹角且与燃烧室内腔相切。
4.根据权利要求1所述的一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室，其特征在于：氧气在掺混燃烧前，在燃烧室内腔内壁面形成了外旋流气膜，即外涡流，外涡流氧气阻止高温燃气与燃烧室内壁面接触，使得燃烧室内腔的内壁面热载荷减小、温度降低，防止积碳产生。
5.一种气氧/煤油发动机，其特征在于：该发动机的燃烧室采用如权利要求1～4中任一项所述气氧/煤油涡流冷却燃烧室实现。
CN201810805227.1A 2018-07-20 2018-07-20 一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室 Active CN108895484B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810805227.1A CN108895484B (zh) 2018-07-20 2018-07-20 一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810805227.1A CN108895484B (zh) 2018-07-20 2018-07-20 一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108895484A CN108895484A (zh) 2018-11-27
CN108895484B true CN108895484B (zh) 2020-09-15

Family

ID=64351217

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810805227.1A Active CN108895484B (zh) 2018-07-20 2018-07-20 一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108895484B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112240570B (zh) * 2020-10-20 2021-12-03 西安航天动力研究所 一种基于3d打印成型的旋流火炬点火器
CN113309635B (zh) * 2021-07-03 2023-08-01 西北工业大学 固液混合发动机多次启动点火器及方法
CN113294265B (zh) * 2021-07-21 2021-10-15 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 一种液体火箭发动机用针栓喷注器
CN114483380B (zh) * 2021-12-23 2023-07-14 北京航天动力研究所 一种可多次起动的小型化燃气发生装置
CN114623466A (zh) * 2022-01-27 2022-06-14 北京盈天航空动力科技有限公司 一种微小型涡喷发动机燃烧室涡轮导向器3d打印一体化结构

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6298659B1 (en) * 1999-03-24 2001-10-09 Orbital Technologies Corporation Vortex flow field and apparatus and method for producing the same
CN102207043B (zh) * 2011-04-27 2013-06-19 北京航空航天大学 一种气氢和气氧涡流冷却推力室喷注器
CN206361713U (zh) * 2016-12-14 2017-07-28 中国燃气涡轮研究院 提高供油范围的离心式喷嘴
CN108087907A (zh) * 2017-12-17 2018-05-29 北京工业大学 一种双油路离心式喷嘴

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6298659B1 (en) * 1999-03-24 2001-10-09 Orbital Technologies Corporation Vortex flow field and apparatus and method for producing the same
CN102207043B (zh) * 2011-04-27 2013-06-19 北京航空航天大学 一种气氢和气氧涡流冷却推力室喷注器
CN206361713U (zh) * 2016-12-14 2017-07-28 中国燃气涡轮研究院 提高供油范围的离心式喷嘴
CN108087907A (zh) * 2017-12-17 2018-05-29 北京工业大学 一种双油路离心式喷嘴

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
GH2/GO2涡流冷却推力室设计与数值计算;吴东波，等;《火箭推进》;20101031;第36卷(第5期);全文 *
GH2/GO2涡流冷却透明燃烧室方案设计及试验研究;路强，等;《火箭推进》;20130430;第39卷(第2期);全文 *
涡流冷却推力室中涡流结构的分析与优化;唐飞，等;《推进技术》;20100430;第31卷(第2期);全文 *
涡流冷却推力室流畅特征与性能仿真;李恭楠，等;《航空动力学报》;20140228;第29卷(第2期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN108895484A (zh) 2018-11-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108895484B (zh) 一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室
US2517015A (en) Combustion chamber with shielded fuel nozzle
CN109611209B (zh) 一种防串腔的高温燃气生成装置
JP5294102B2 (ja) 熱交換インジェクタアセンブリ及び二元推進剤ロケットエンジン
CN109441643B (zh) 微小型涡喷发动机和燃气轮机燃烧室点火装置
CN110513719B (zh) 一种气氧/气甲烷火炬点火器
CN108757182B (zh) 吸气式火箭发动机及高超声速飞机
CN201053311Y (zh) 高压高温蒸汽氮气二氧化碳发生器
US10563619B2 (en) Aerospace turbofan engines
CN109458271A (zh) 一种旋转爆震发动机进气道与尾喷管一体化设计方法
WO2022057752A1 (zh) 适用于空间装置的低温发动机
CN110131074B (zh) 一种双组元空气涡轮火箭推进系统
Matveev et al. Non-equilibrium plasma igniters and pilots for aerospace application
CN112240570B (zh) 一种基于3d打印成型的旋流火炬点火器
CN111256168A (zh) 一种供油冷却一体化吸气式脉冲爆震发动机结构
CN109404166B (zh) 一种宽工况液氢液氧火炬式电点火装置
CN109322761B (zh) 高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及螺旋斜爆震燃烧方法
CN108870441B (zh) 一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室
Yang et al. Experimental study on the influence of the injection structure on solid scramjet performance
CN115014778B (zh) 一种大尺度高焓风洞来流模拟燃烧装置
CN109057993B (zh) 一种带电极冷却功能的等离子体喷雾燃烧装置
CN103512047A (zh) 一种用于化学回热循环的径向旋流双燃料喷嘴
CN114877378A (zh) 一种内环爆震燃烧室
CN106402865B (zh) 一种高超声速高焓地面模拟设备的加热器点火器
CN115075983A (zh) 燃气发生器及液体火箭发动机

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