CN112213090B - 一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法 - Google Patents

一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112213090B
CN112213090B CN202011022010.7A CN202011022010A CN112213090B CN 112213090 B CN112213090 B CN 112213090B CN 202011022010 A CN202011022010 A CN 202011022010A CN 112213090 B CN112213090 B CN 112213090B
Authority
CN
China
Prior art keywords
load
damage tolerance
spectrum
crack
crack propagation
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
CN202011022010.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112213090A (zh
Inventor
崔韦
曾本银
朱定金
喻溅鉴
刘牧东
付裕
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.)
China Helicopter Research and Development Institute
Original Assignee
China Helicopter Research and Development 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 China Helicopter Research and Development Institute filed Critical China Helicopter Research and Development Institute
Priority to CN202011022010.7A priority Critical patent/CN112213090B/zh
Publication of CN112213090A publication Critical patent/CN112213090A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112213090B publication Critical patent/CN112213090B/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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10—Complex mathematical operations
    • G06F17/16—Matrix or vector computation, e.g. matrix-matrix or matrix-vector multiplication, matrix factorization
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10—Complex mathematical operations
    • G06F17/18—Complex mathematical operations for evaluating statistical data, e.g. average values, frequency distributions, probability functions, regression analysis

Abstract

本发明公开了一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法，包括：建立均值‑幅值载荷矩阵，根据典型任务谱对所述均值‑幅值载荷矩阵各级载荷进行排序，得到典型任务剖面的损伤容限原谱；根据动部件材料的裂纹扩展门槛值和动部件结构临界裂纹长度，计算结构的裂纹扩展门槛载荷；以结构裂纹扩展门槛载荷为限，截除所述损伤容限原谱中低于裂纹扩展门槛载荷的小载荷，简化载荷谱；对所述的损伤容限原谱中最大载荷所在状态进行分析，假设状态载荷服从正态分布，外推得到最大载荷，将此最大载荷替换损伤容限原谱中最大载荷；按裂纹扩展增量等效原则，使用材料裂纹扩展速率曲线，将被合并状态的次数等效到目标状态载荷值下的次数，得到损伤容限简化谱。

Description

一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法
技术领域
本专利属于直升机强度技术领域，具体涉及一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法，适用于为直升机动部件金属结构损伤容限试验谱的编制。
背景技术
直升机是一类特殊的飞行器，动部件承受交变载荷，疲劳问题较为突出。在传统安全疲劳寿命设计方法中，基于线性损伤累计理论，结构损伤与载荷作用次序无关，因此对动部件实测载荷进行雨流计数，得到从大到小排列的、以载荷值和频次为主要信息的疲劳载荷谱。但疲劳载荷谱直接用于损伤容限试验是不合适的，首先因为裂纹扩展与载荷作用次序有关，疲劳载荷谱无载荷作用顺序信息，其次采用疲劳载荷谱级按任务剖面编制损伤容限原谱，载荷级数较多导致试验加载调试复杂，需要采用一定方法对载荷进行等效简化。
发明内容
本发明的目的是提供一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法，解决飞行实测载荷谱用于直升机动部件损伤容限试验的工程问题。
为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案
一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法，包括以下步骤：
在直升机动部件飞行载荷的实测数据基础上，建立均值-幅值载荷矩阵，根据典型任务谱对所述均值-幅值载荷矩阵各级载荷进行排序，得到典型任务剖面的损伤容限原谱；
根据动部件材料的裂纹扩展门槛值和动部件结构临界裂纹长度，计算结构的裂纹扩展门槛载荷；
以结构裂纹扩展门槛载荷为限，截除所述损伤容限原谱中低于裂纹扩展门槛载荷的小载荷，简化载荷谱；
对所述的损伤容限原谱中最大载荷所在状态进行分析，假设状态载荷服从正态分布，按设定的检查周期外推得到最大载荷，将此最大载荷替换损伤容限原谱中最大载荷；
按裂纹扩展增量等效原则，使用材料裂纹扩展速率曲线，将被合并状态的次数等效到目标状态载荷值下的次数，得到损伤容限简化谱。
进一步地，所述建立均值-幅值载荷矩阵，包括：
在直升机动部件飞行载荷的实测数据基础上，经过滤波、雨流计数和统计处理得到均值-幅值载荷矩阵。
进一步地，所述动部件结构临界裂纹长度通过断裂力学计算分析或工程经验预估得到。
进一步地，采用断裂力学方法计算结构的裂纹扩展门槛载荷。
进一步地，采用统计分析方法对所述的损伤容限原谱中最大载荷所在状态进行分析。
一种直升机动部件损伤容限简化谱编制装置，包括：
损伤容限原谱编制模块，用于在直升机动部件飞行载荷的实测数据基础上，建立均值-幅值载荷矩阵，根据典型任务谱对所述均值-幅值载荷矩阵各级载荷进行排序，得到典型任务剖面的损伤容限原谱；
临界裂纹长度预估模块，用于获取动部件结构临界裂纹长度；
结构裂纹扩展门槛载荷计算模块，用于根据动部件材料的裂纹扩展门槛值和动部件结构临界裂纹长度，计算结构的裂纹扩展门槛载荷；
小载荷截除模块，用于以结构裂纹扩展门槛载荷为限，截除所述损伤容限原谱中低于裂纹扩展门槛载荷的小载荷，简化载荷谱；
最大载荷预估模块，用于对所述的损伤容限原谱中最大载荷所在状态进行分析，假设状态载荷服从正态分布，按设定的检查周期外推得到最大载荷，将此最大载荷替换损伤容限原谱中最大载荷；
当量等效模块，用于按裂纹扩展增量等效原则，使用材料裂纹扩展速率曲线，将被合并状态的次数等效到目标状态载荷值下的次数，得到损伤容限简化谱。
一种计算机，包括处理器、存储器以及存储在所述存储器上的计算机程序，计算机程序被处理器执行时，实现所述直升机动部件损伤容限简化谱编制方法的步骤。
一种计算机可读存储介质，所述可读存储介质中存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时，实现所述直升机动部件损伤容限简化谱编制方法的步骤。
本发明具有以下技术特点：
本发明方法针对直升机动部件，通过裂纹扩展增量等效的方法，对损伤容限谱进行简化，将级数繁多的疲劳载荷谱合并简化为便于试验室实施的简化谱，解决了飞行实测载荷谱用于直升机动部件损伤容限试验的工程问题，简化了试验加载方案。
附图说明
图1为本发明方法的流程示意图；
图2为损伤容限原谱示意图；
图3的(a)和(b)为小载荷截除示意图；
图4为最大载荷预估示意图；
图5的(a)和(b)为当量等效示意图。
具体实施方式
本发明公开了一种直升机动部件损伤容限试验简化谱编制方法通过裂纹扩展增量等效的方法，将级数繁多的疲劳载荷谱合并简化为便于试验室实施的简化谱，包括以下步骤：
步骤1，损伤容限原谱编制
在直升机动部件飞行载荷的实测数据基础上，经过滤波、雨流计数和统计处理得到均值-幅值载荷矩阵，根据典型任务谱对所述均值-幅值载荷矩阵各级载荷进行排序，得到典型任务剖面的损伤容限原谱；
步骤2，临界裂纹长度预估
根据断裂力学计算分析或工程经验预估动部件结构临界裂纹长度ac，为下一步计算裂纹扩展门槛载荷Lc作准备；
步骤3，结构裂纹扩展门槛载荷计算
根据动部件材料的裂纹扩展门槛值Kth和步骤2得到的动部件结构临界裂纹长度ac，采用断裂力学方法计算结构的裂纹扩展门槛载荷Lc。
步骤4，小载荷截除
以结构裂纹扩展门槛载荷Lc为限，截除步骤1所述损伤容限原谱中低于裂纹扩展门槛载荷Lc的小载荷，简化载荷谱；
步骤5，最大载荷预估
对步骤1所述的损伤容限原谱中最大载荷LMAX所在状态进行分析，采用统计分析方法，假设状态载荷服从正态分布，按检查周期T外推得到最大载荷LMAX (H)，将此最大载荷替换损伤容限原谱中最大载荷LMAX；所述检查周期T根据实际需求确定。
步骤6，当量等效
按裂纹扩展增量等效原则，使用材料裂纹扩展速率曲线，将被合并状态的次数等效到目标状态载荷值下的次数，得到损伤容限简化谱。
下面结合为某型机金属桨叶损伤容限试验编制的损伤容限简化谱实例，对本发明做进一步详细说明。步骤如下：
步骤1，损伤容限原谱编制
以金属桨叶损伤容限试验谱编制为例，在实测挥舞弯矩载荷Mflap基础上，经过滤波、雨流计数和统计处理得到均值-幅值载荷矩阵，根据典型任务谱对各级进行载荷排序，得到典型任务剖面的损伤容限原谱，如图1所示，共a,b,……,j共10级载荷。
步骤2，临界裂纹长度预估
根据该桨叶实际使用经验，以曾经发生断裂桨叶最大裂纹长度作为临界裂纹长度ac；
步骤3，结构裂纹扩展门槛载荷计算
根据金属桨叶铝合金材料的裂纹扩展门槛值Kth和步骤2得到的结构临界裂纹长度ac，计算结构的裂纹扩展门槛载荷MflapC。
步骤4，小载荷截除
以结构裂纹扩展门槛载荷MflapC为限，截除步骤1损伤容限原谱中低于裂纹扩展门槛载荷MflapC的小载荷，截除小载荷过程如图2所示，去掉了原谱中的a和j状态；
步骤5，最大载荷预估
对步骤1中损伤容限原谱中最大载荷MflapMAX所在的e状态进行分析，采用统计分析方法，假设状态载荷服从正态分布，按2倍检查周期外推得到最大载荷MflapMAX (H)，将此载荷替换损伤容限原谱中1次最大载荷MflapMAX，新载荷MflapMAX (H)每小时次数取1次，作为e’状态，如图3所示；
步骤6，当量等效
按裂纹扩展增量等效原则，使用材料裂纹扩展速率曲线
Figure BDA0002700935710000051
其中，C、n分别代表Paris公式中的系数和指数，Δa表示裂纹扩展增量；将较低载荷值状态次数等效到较高载荷值状态的次数，具体地如图4所示，将载荷值较低的c状态(载荷值为M1、次数为N1)等效到载荷值较高的d状态(载荷值为M2、次数为N2)，通过裂纹扩展增量等效，c状态等效到d状态后的次数为
Figure BDA0002700935710000052
因此合并后状态d’的次数为
Figure BDA0002700935710000053
以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行同等替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法，其特征在于，包括以下步骤：
在直升机动部件飞行载荷的实测数据基础上，建立均值-幅值载荷矩阵，根据典型任务谱对所述均值-幅值载荷矩阵各级载荷进行排序，得到典型任务剖面的损伤容限原谱；
根据动部件材料的裂纹扩展门槛值和动部件结构临界裂纹长度，计算结构的裂纹扩展门槛载荷；
以结构裂纹扩展门槛载荷为限，截除所述损伤容限原谱中低于裂纹扩展门槛载荷的小载荷，简化载荷谱；
对所述的损伤容限原谱中最大载荷所在状态进行分析，假设状态载荷服从正态分布，按设定的检查周期外推得到最大载荷，将此最大载荷替换损伤容限原谱中最大载荷；
按裂纹扩展增量等效原则，使用材料裂纹扩展速率曲线，将被合并状态的次数等效到目标状态载荷值下的次数，得到损伤容限简化谱；
所述建立均值-幅值载荷矩阵，包括：
在直升机动部件飞行载荷的实测数据基础上，经过滤波、雨流计数和统计处理得到均值-幅值载荷矩阵；
所述动部件结构临界裂纹长度通过断裂力学计算分析或工程经验预估得到；
采用断裂力学方法计算结构的裂纹扩展门槛载荷；
采用统计分析方法对所述的损伤容限原谱中最大载荷所在状态进行分析。
2.一种直升机动部件损伤容限简化谱编制装置，其特征在于，包括：
损伤容限原谱编制模块，用于在直升机动部件飞行载荷的实测数据基础上，建立均值-幅值载荷矩阵，根据典型任务谱对所述均值-幅值载荷矩阵各级载荷进行排序，得到典型任务剖面的损伤容限原谱；
临界裂纹长度预估模块，用于获取动部件结构临界裂纹长度；
结构裂纹扩展门槛载荷计算模块，用于根据动部件材料的裂纹扩展门槛值和动部件结构临界裂纹长度，计算结构的裂纹扩展门槛载荷；
小载荷截除模块，用于以结构裂纹扩展门槛载荷为限，截除所述损伤容限原谱中低于裂纹扩展门槛载荷的小载荷，简化载荷谱；
最大载荷预估模块，用于对所述的损伤容限原谱中最大载荷所在状态进行分析，假设状态载荷服从正态分布，按设定的检查周期外推得到最大载荷，将此最大载荷替换损伤容限原谱中最大载荷；
当量等效模块，用于按裂纹扩展增量等效原则，使用材料裂纹扩展速率曲线，将被合并状态的次数等效到目标状态载荷值下的次数，得到损伤容限简化谱。
3.一种计算机，包括处理器、存储器以及存储在所述存储器上的计算机程序，其特征在于，计算机程序被处理器执行时，实现根据权利要求1所述直升机动部件损伤容限简化谱编制方法的步骤。
4.一种计算机可读存储介质，所述可读存储介质中存储有计算机程序，其特征在于，计算机程序被处理器执行时，实现根据权利要求1所述直升机动部件损伤容限简化谱编制方法的步骤。
CN202011022010.7A 2020-09-25 2020-09-25 一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法 Active CN112213090B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011022010.7A CN112213090B (zh) 2020-09-25 2020-09-25 一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011022010.7A CN112213090B (zh) 2020-09-25 2020-09-25 一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112213090A CN112213090A (zh) 2021-01-12
CN112213090B true CN112213090B (zh) 2022-11-18

Family

ID=74052306

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011022010.7A Active CN112213090B (zh) 2020-09-25 2020-09-25 一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112213090B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115061519B (zh) * 2022-06-28 2022-11-25 中国飞机强度研究所 空天飞机强度测试用多热场模拟的高精度控制系统及方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103413016A (zh) * 2013-04-28 2013-11-27 何宇廷 一种基于试验及服役使用数据融合的飞机结构安全寿命确定方法
CN103884610A (zh) * 2012-12-21 2014-06-25 中国直升机设计研究所 一种复合材料ii型开裂门槛值与s-n曲线测定方法
CN103983439A (zh) * 2014-04-17 2014-08-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种座舱盖定延寿方法
CN104034576A (zh) * 2014-06-16 2014-09-10 中国飞机强度研究所 一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法
CN105488328A (zh) * 2015-11-19 2016-04-13 北京航空航天大学 一种基于人工神经元网络的疲劳裂纹扩展速率预测方法
CN106043739A (zh) * 2016-07-30 2016-10-26 董超超 一种具有智能监测功能的飞机
CN109374449A (zh) * 2018-09-25 2019-02-22 南京航空航天大学 一种考虑高、低周疲劳的叶片前后缘裂纹型硬物损伤可用极限确定方法
CN110489914A (zh) * 2019-08-27 2019-11-22 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法
CN110704951A (zh) * 2019-09-29 2020-01-17 中国直升机设计研究所 一种直升机尾段疲劳试验载荷谱编制方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030226935A1 (en) * 2001-11-02 2003-12-11 Garratt Matthew D. Structural members having improved resistance to fatigue crack growth
US7547366B2 (en) * 2004-07-15 2009-06-16 Alcoa Inc. 2000 Series alloys with enhanced damage tolerance performance for aerospace applications
DE102005017054B4 (de) * 2004-07-28 2012-01-05 Igus - Innovative Technische Systeme Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Überwachung des Zustandes von Rotorblättern an Windkraftanlagen
FR3011252B1 (fr) * 2013-09-30 2015-10-09 Constellium France Tole d'intrados a proprietes de tolerance aux dommages ameliorees
CN108692938B (zh) * 2017-04-06 2020-05-15 湖南南方宇航高精传动有限公司 一种获取滚动轴承寿命的方法
US11891335B2 (en) * 2017-12-22 2024-02-06 The Regents Of The University Of California Multi-functional cementitious materials with ultra-high damage tolerance and self-sensing ability

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103884610A (zh) * 2012-12-21 2014-06-25 中国直升机设计研究所 一种复合材料ii型开裂门槛值与s-n曲线测定方法
CN103413016A (zh) * 2013-04-28 2013-11-27 何宇廷 一种基于试验及服役使用数据融合的飞机结构安全寿命确定方法
CN103983439A (zh) * 2014-04-17 2014-08-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种座舱盖定延寿方法
CN104034576A (zh) * 2014-06-16 2014-09-10 中国飞机强度研究所 一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法
CN105488328A (zh) * 2015-11-19 2016-04-13 北京航空航天大学 一种基于人工神经元网络的疲劳裂纹扩展速率预测方法
CN106043739A (zh) * 2016-07-30 2016-10-26 董超超 一种具有智能监测功能的飞机
CN109374449A (zh) * 2018-09-25 2019-02-22 南京航空航天大学 一种考虑高、低周疲劳的叶片前后缘裂纹型硬物损伤可用极限确定方法
CN110489914A (zh) * 2019-08-27 2019-11-22 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法
CN110704951A (zh) * 2019-09-29 2020-01-17 中国直升机设计研究所 一种直升机尾段疲劳试验载荷谱编制方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
岳巍等.基于Paris解的直升机动部件损伤容限分析.《直升机技术》.2013,(第02期), *
苏开鑫.起落架疲劳载荷谱的损伤等效当量折算方法.《航空学报》.1994,(第01期), *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112213090A (zh) 2021-01-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109033709B (zh) 基于非线性疲劳损伤累积理论的构件疲劳寿命评估方法
US9280620B2 (en) Method and system for probabilistic fatigue crack life estimation
CN103983467B (zh) 一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法
CN109977491B (zh) 一种冲击损伤可恢复条件下的退化建模与寿命预测方法
CN107145641B (zh) 叶片振动疲劳概率寿命预测方法
CN108650684B (zh) 一种关联规则确定方法及装置
KR102468316B1 (ko) 과거 데이터에 기초한 시계열 예측 방법 및 장치
KR102154163B1 (ko) 기계 구성요소들에 대한 검사들의 스케줄링 및 수명 종료의 예측
CN112861459B (zh) 全灵敏度对抗重要性抽样产量优化方法和装置
CN112213090B (zh) 一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法
CN113569504B (zh) 航空发动机燃烧室蠕变疲劳寿命预测方法及预测系统
CN107563053A (zh) 一种航空发动机轮盘疲劳寿命非局部概率设计方法
CN107357994B (zh) 一种分阶段的航空发动机性能衰退模式挖掘方法
Bunnell et al. Rapid visualization of compressor blade finite element models using surrogate modeling
CN108062435B (zh) 一种基于名义应力法的疲劳寿命校准方法
CN116739742A (zh) 信贷风控模型的监控方法、装置、设备及存储介质
CN115375039A (zh) 一种工业设备故障预测方法、装置、电子设备及存储介质
CN115758603A (zh) 航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法
CN106529805B (zh) 一种基于发电机重要度的发电系统可靠性评估方法
CN115344960A (zh) 一种基于贝叶斯信息融合的涡轮盘可靠性评估方法
Kim et al. Bayesian approach for fatigue life prediction from field data
CN114819391A (zh) 基于历史数据集时间跨度优化的光伏发电功率预测方法
CN109783945B (zh) 基于伽马-广义逆威布尔分布的非精确失效模型构建方法
CN111274709A (zh) 基于贝叶斯策略的产品可靠性分析方法及存储介质
CN112052523A (zh) 一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法

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