CN115468676B - 一种航空发动机晶体测温试验方法 - Google Patents

一种航空发动机晶体测温试验方法 Download PDF

Info

Publication number
CN115468676B
CN115468676B CN202211420396.6A CN202211420396A CN115468676B CN 115468676 B CN115468676 B CN 115468676B CN 202211420396 A CN202211420396 A CN 202211420396A CN 115468676 B CN115468676 B CN 115468676B
Authority
CN
China
Prior art keywords
engine
temperature
test
crystal
state
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
CN202211420396.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115468676A (zh
Inventor
王东
阮文博
程荣辉
张志舒
吕春光
陈仲光
洪昊然
苏勇
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.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research 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 AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202211420396.6A priority Critical patent/CN115468676B/zh
Publication of CN115468676A publication Critical patent/CN115468676A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115468676B publication Critical patent/CN115468676B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01K7/00—Measuring temperature based on the use of electric or magnetic elements directly sensitive to heat ; Power supply therefor, e.g. using thermoelectric elements
    • G01K7/32—Measuring temperature based on the use of electric or magnetic elements directly sensitive to heat ; Power supply therefor, e.g. using thermoelectric elements using change of resonant frequency of a crystal
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01K15/00—Testing or calibrating of thermometers
    • G01K15/005—Calibration
    • 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
    • Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
    • Y02T10/10—Internal combustion engine [ICE] based vehicles
    • Y02T10/40—Engine management systems

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

本申请属于航空发动机测温领域，为一种航空发动机晶体测温试验方法，通过先进行一次测温晶体的标定试验，而后先通过发动机零组件装配测温晶体，再进行发动机的整机装配，整机装配完成后确定巡航状态和中间状态在高压换算转速下的持续时间范围，对应设置目标测试状态下的不同持续时间，而后进行发动机的下拉和停车，并再次进行同一测温晶体的标定时间，判断持续时间的差值，最终能够获得找到试车前后持续时间差值最小的一次试车时间；使得测温晶体在目标环境中工作时间满足测温晶体要求的同时，避免发动机试车和停车过程中测温晶体工作在目标环境温度之上的温度环境中的问题，提高晶体测温的精度和成功率，节省成本提高效率。

Description

一种航空发动机晶体测温试验方法
技术领域
本申请属于航空发动机测温领域，特别涉及一种航空发动机晶体测温试验方法。
背景技术
在航空发动机研制过程中，对转静子构件温度进行测试是较为重要和关键的试验验证方法，但由于受到工作环境和改装难度限制部分构件尤其是高温转子部件无法通过布置常规热电偶开展温度测试，常利用测温晶体来测量发动机构件壁温或腔温。根据晶体测温原理和特点，一是要使测温晶体在测量目标环境温度中持续工作足够长的时间（储能时间），使测温晶体吸收足够多的热量，以便后续对晶体所测温度进行准确判读；二是必须使测温晶体在其他温度环境下尽量工作短的时间，尤其是不能使测温晶体在高于测量目标温度环境下工作，否则会影响测温晶体判读的准确性。但航空发动机工况复杂，从起动到慢车到大状态再到停车，发动机构件壁温和腔温变化范围较大，甚至在停车后，由于缺少冷却气、盘轴热容大持续放热等原因，发动机部分构件壁温和腔温会甚至会超过过程中的温度，若不制定合理的适合发动机特殊工况的晶体测温试验方法，很难实现对发动机构件温度的准确测试。
因此，如何控制航空发动机试车的温度，提升发动机构件温度测试的准确性是一个需要解决的问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机晶体测温试验方法，以解决现有技术中发动机试车过程中发动机部分构件壁温和腔温会超过过程中的温度而导致晶体测温不准的问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机晶体测温试验方法，包括：发动机试车前进行一次测温晶体的标定试验，根据试验需求在恒温炉中对测温晶体进行加温，获得测温晶体在最高温度下的持续时间；根据测温晶体的使用要求，在发动机零组件装配测温晶体完成后，进行发动机的整机装配；确定发动机开车次数，进行安装测试晶体的发动机试车试验；发动机试车试验中，对发动机进行燃油部件进行加温，开展巡航状态和中间状态两个运转状态的晶体测温试验，确定巡航状态和中间状态在高压换算转速下的持续时间范围，在该时间范围内从小至大设置多个时间节点，控制最小的时间节点作为第一次巡航状态和中间状态下目标测试状态的持续时间；在完成目标测试状态下的发动机指定持续时间后，获取发动机不同状态下滑油系统的相关数据，进行发动机下拉；下拉完成后，进行发动机停车，将该测温晶体取出，对同一测温晶体进行相同条件下的标定试验，判断试车后测温晶体在最高温度下的持续时间与试车前测温晶体在最高温度下的持续时间的差值，提升一个时间节点，重新进行发动机试车，直至完成所有时间节点的发动机试车，找到试车前后持续时间差值最小的一次试车时间，获取该次试车试验下的滑油系统的相关数据，完成测试。
优选地，所述发动机整机装配过程中，过盈配合处使用冷装工艺，冷却介质采用干冰，若无法通过冷装工艺完成装配，则对零组件进行局部加热，加热温度不得高于测试目标温度的1/2。
优选地，进行发动机开车时，先确定发动机开车次数的范围，选取最小的发动机开车次数，作为确定的开车次数。
优选地，将燃滑油散热器辅散热区燃油进出口改成安装有台架强制冷却散热器的燃油进出口，在发动机完成当次试车最大状态试验录取之后的下拉过程中开启强制冷却散热器。
优选地，在发动机被测构件上或被测构件附近布置用于监测的测温热电偶，获得被测构件的监测温度，判断发动机停车后被测构件温度是否会上升到超过目标测量状态下的温度值，若是，则对发动机开展冷运转，直至被测构件监测温度不再上升。
优选地，若在冷运转过程中，无法使被测构件监测温度下降，则停止冷运转，再次起动发动机至慢车状态，慢车工作5min后再停车，重复使用冷运转；反复上述操作，使被测构件监测温度下降。
优选地，所述发动机在目标测试状态下停留的时间不少于15min。
本申请的一种航空发动机晶体测温试验方法，通过先进行一次测温晶体的标定试验，而后先通过发动机零组件装配测温晶体，再进行发动机的整机装配，整机装配完成后确定巡航状态和中间状态在高压换算转速下的持续时间范围，对应设置目标测试状态下的不同持续时间，而后进行发动机的下拉和停车，并再次进行同一测温晶体的标定时间，判断试车后测温晶体在最高温度下的持续时间与试车前测温晶体在最高温度下的持续时间的差值，最终能够获得找到试车前后持续时间差值最小的一次试车时间；使得测温晶体在目标环境中工作时间满足测温晶体要求的同时，避免发动机试车和停车过程中测温晶体工作在目标环境温度之上的温度环境中的问题，提高晶体测温的精度和成功率，节省成本提高效率。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请整体流程示意图；
图2为本申请巡航状态晶体测温试车程序示意图；
图3为本申请中间状态晶体测温试车程序示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种航空发动机晶体测温试验方法，本申请的设计理念为尽可能提升测温晶体的持续时间，这样测温晶体的储能时间越长，测量越精准；同时保证发动机试车过程中不会出现高度目标环境温度的试车温度。
如图1所示，包括如下步骤：
步骤S100，发动机试车前进行一次测温晶体的标定试验，根据试验需求在恒温炉中对测温晶体进行加温，获得测温晶体在最高温度下的持续时间；
测温晶体的标定试验一般设置为在99℃的温度下持续5min。研制出的微型晶体尺寸不大于0.2 mm×0.3 mm×0.3 mm，测温范围为500 ～ 1400℃，实测误差优于1.5%FS，试验存活率高于90%。
步骤S200，根据测温晶体的使用要求，在发动机零组件装配测温晶体完成后，进行发动机的整机装配；
按照测温晶体的使用要求，在进行发动机整机装配过程中，尽量不采用热装工艺，并且在过盈配合处使用冷装工艺，冷却介质采用干冰，以准确控制冷却温度，若无法通过冷装工艺完成装配，则对零组件进行局部加热，加热温度不得高于测试目标温度的1/2。加温温度和加温时间须进行记录。采取冷却装配时，在零件安装后需采取措施去霜，以防止零件上出现腐蚀。通过采用冷装工艺，提高测温晶体的试验存活率。
步骤S300，确定发动机开车次数，进行安装测试晶体的发动机试车试验；发动机试车试验中，对发动机进行燃油部件进行加温，开展巡航状态和中间状态两个运转状态的晶体测温试验，确定巡航状态和中间状态在高压换算转速下的持续时间范围，在该时间范围内从小至大设置多个时间节点，控制最小的时间节点作为第一次巡航状态和中间状态下目标测试状态的持续时间；
进行发动机开车时，先确定发动机开车次数的范围，选取最小的发动机开车次数，作为确定的开车次数；尽量一次起动试车完成晶体测温试验，以防止反复试验加温对测温晶体储能的影响。
如图2-3所示，巡航状态和中间状态均通过慢车-低压换算转速-高压换算转速-下拉-停车的试验过程，在本实施例中，巡航状态的目标测试状态对应高压换算转速87.5%的状态，中间状态的目标测试状态对应高压换算转速100%的状态。
在安装测温晶体的发动机试验中，发动机启动后尽量减少在目标状态的停留时间，如需要测量发动机在巡航状态和中间状态下的构件壁温和腔温，则应在满足发动机试车标题的前提下，尽量减小启动到巡航状态和中间状态过程中停留的其他状态时间，同时也要减小巡航状态和中间状态下降过程中的其他状态停留时间。如巡航状态下慢车状态至少持续3min，则将巡航状态的慢车状态持续3min，从而尽量延长高压换算转速下的持续时间。
不能使发动机状态高于目标测量状态，去除发动机状态中高于目标测量状态的试车内容，提高试验存活率。
试车过程中采用对发动机进口燃油进行加温，以模拟飞机条件下发动机真实的工作温度。
对于不同型号的发动机，巡航状态和中间状态在目标测试状态下的持续时间范围不同，因此设置的时间节点也不相同，如一发动机的持续时间范围为8-20min，则以每分钟为间隔，以8min为开始，9min、10min至20min，共形成13个时间节点，从8min的目标测试状态持续时间，进行第一次试车，直至试车到20min的目标测试状态作为持续时间，以完成所有试车。
步骤S400，在完成目标测试状态下的发动机指定持续时间后，获取发动机不同状态下滑油系统的相关数据，进行发动机下拉；
发动机下拉过程中往往由于滑油散热效率降低，会导致滑油供油温度可能会超过中间状态或巡航状态下的滑油供油温度，使滑油腔内构件工作温度高于中间状态或巡航状态温度，影响晶体对中间状态或巡航状态构件工作温度的获取，为此：将燃滑油散热器辅散热区燃油进出口改成安装有台架强制冷却散热器的燃油进出口，在发动机完成当次试车最大状态试验录取之后的下拉过程中开启强制冷却散热器。强制冷却散热器，对发动机下拉过程进行冷却，提高滑油散热效率，使得滑油供油温度降低以满足试验需求。
步骤S500，下拉完成后，进行发动机停车，将该测温晶体取出，对同一测温晶体进行相同条件下的标定试验，判断试车后测温晶体在最高温度下的持续时间与试车前测温晶体在最高温度下的持续时间的差值，提升一个时间节点，重新进行发动机试车，直至完成所有时间节点的发动机试车，找到试车前后持续时间差值最小的一次试车时间，获取该次试车试验下的滑油系统的相关数据，完成测试。
由于对发动机内部构件的气冷或油冷的冷却措施停止，同时发动机盘轴的大热容构件会持续向周围构件释放热，可能会使被测构件的温度超过发动机工作时目标测量状态时的温度，会对晶体储能带来影响，进而影响后续对晶体的判读结果，造成结果不准确或失效。
为此，采用的措施为：在发动机被测构件上或被测构件附近布置用于监测的测温热电偶，被测构件附近的范围以测温测电偶能够准确测得被测构件附近的温度为准，获得被测构件的监测温度，判断发动机停车后被测构件温度是否会上升到超过目标测量状态下的温度值，若是，则对发动机开展冷运转，直至被测构件监测温度不再上升。
若在冷运转过程中，无法使被测构件监测温度下降，则停止冷运转，再次起动发动机至慢车状态，慢车工作5min后再停车，重复使用冷运转；反复上述操作，使被测构件监测温度下降。
若找到的目标测试状态下停留的时间为20min，则以20min作为目标测试状态的持续时间，并适应性调整慢车等其它状态的试车持续时间。最终测得，为保证测温晶体储能满足要求，需要在发动机目标测试状态下停留足够长的时间，一般应不少于15min。
在发动机航空发动机晶体测温试验时，通过先进行一次测温晶体的标定试验，而后先通过发动机零组件装配测温晶体，再进行发动机的整机装配，整机装配完成后确定巡航状态和中间状态在高压换算转速下的持续时间范围，对应设置目标测试状态下的不同持续时间，而后进行发动机的下拉和停车，并再次进行同一测温晶体的标定时间，判断试车后测温晶体在最高温度下的持续时间与试车前测温晶体在最高温度下的持续时间的差值，最终能够获得找到试车前后持续时间差值最小的一次试车时间，获取该次试车试验下的滑油系统的相关数据，以该时间，如20min作为目标测量状态下的持续时间进行测温晶体的测温试验，能够获得最小的试验误差，实测误差优于0.4%FS，试验存活率高于96%。使得测温晶体在目标环境中工作时间满足测温晶体要求的同时，避免发动机试车和停车过程中测温晶体工作在目标环境温度之上的温度环境中的问题，提高晶体测温的精度和成功率，节省成本提高效率。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种航空发动机晶体测温试验方法，其特征在于，包括：
发动机试车前进行一次测温晶体的标定试验，根据试验需求在恒温炉中对测温晶体进行加温，获得测温晶体在最高温度下的持续时间；
根据测温晶体的使用要求，在发动机零组件装配测温晶体完成后，进行发动机的整机装配；
确定发动机开车次数，进行安装测试晶体的发动机试车试验；发动机试车试验中，对发动机进行燃油部件进行加温，开展巡航状态和中间状态两个运转状态的晶体测温试验，确定巡航状态和中间状态在高压换算转速下的持续时间范围，在该时间范围内从小至大设置多个时间节点，控制最小的时间节点作为第一次巡航状态和中间状态下目标测试状态的持续时间；
在完成目标测试状态下的发动机指定持续时间后，获取发动机不同状态下滑油系统的相关数据，进行发动机下拉；
下拉完成后，进行发动机停车，将该测温晶体取出，对同一测温晶体进行相同条件下的标定试验，判断试车后测温晶体在最高温度下的持续时间与试车前测温晶体在最高温度下的持续时间的差值，提升一个时间节点，重新进行发动机试车，直至完成所有时间节点的发动机试车，找到试车前后持续时间差值最小的一次试车时间，获取该次试车试验下的滑油系统的相关数据，完成测试。
2.如权利要求1所述的航空发动机晶体测温试验方法，其特征在于：所述发动机整机装配过程中，过盈配合处使用冷装工艺，冷却介质采用干冰，若无法通过冷装工艺完成装配，则对零组件进行局部加热，加热温度不得高于测试目标温度的1/2。
3.如权利要求1所述的航空发动机晶体测温试验方法，其特征在于：进行发动机开车时，先确定发动机开车次数的范围，选取最小的发动机开车次数，作为确定的开车次数。
4.如权利要求1所述的航空发动机晶体测温试验方法，其特征在于：将燃滑油散热器辅散热区燃油进出口改成安装有台架强制冷却散热器的燃油进出口，在发动机完成当次试车最大状态试验录取之后的下拉过程中开启强制冷却散热器。
5.如权利要求1所述的航空发动机晶体测温试验方法，其特征在于：在发动机被测构件上或被测构件附近布置用于监测的测温热电偶，获得被测构件的监测温度，判断发动机停车后被测构件温度是否会上升到超过目标测量状态下的温度值，若是，则对发动机开展冷运转，直至被测构件监测温度不再上升。
6.如权利要求5所述的航空发动机晶体测温试验方法，其特征在于：若在冷运转过程中，无法使被测构件监测温度下降，则停止冷运转，再次起动发动机至慢车状态，慢车工作5min后再停车，重复使用冷运转；反复上述操作，使被测构件监测温度下降。
7.如权利要求1所述的航空发动机晶体测温试验方法，其特征在于：所述发动机在目标测试状态下停留的时间不少于15min。
CN202211420396.6A 2022-11-15 2022-11-15 一种航空发动机晶体测温试验方法 Active CN115468676B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211420396.6A CN115468676B (zh) 2022-11-15 2022-11-15 一种航空发动机晶体测温试验方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211420396.6A CN115468676B (zh) 2022-11-15 2022-11-15 一种航空发动机晶体测温试验方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115468676A CN115468676A (zh) 2022-12-13
CN115468676B true CN115468676B (zh) 2023-01-17

Family

ID=84338211

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211420396.6A Active CN115468676B (zh) 2022-11-15 2022-11-15 一种航空发动机晶体测温试验方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115468676B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN118010192B (zh) * 2024-04-09 2024-06-18 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种基于晶体测温的旋转盘腔温度获取方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004156589A (ja) * 2002-10-15 2004-06-03 Denso Corp アイドルストップ制御装置
CN109506813A (zh) * 2018-12-10 2019-03-22 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种测温晶体传感器标定过程中的退火方法
CN110361104A (zh) * 2018-04-10 2019-10-22 西安交通大学 一种利用晶体测温的方法及其标定装置
CN114235218A (zh) * 2021-12-15 2022-03-25 中国航发沈阳发动机研究所 一种测温晶体标定装置及其方法
CN115168990A (zh) * 2022-06-28 2022-10-11 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机典型瞬态历程谱及其确定方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004156589A (ja) * 2002-10-15 2004-06-03 Denso Corp アイドルストップ制御装置
CN110361104A (zh) * 2018-04-10 2019-10-22 西安交通大学 一种利用晶体测温的方法及其标定装置
CN109506813A (zh) * 2018-12-10 2019-03-22 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种测温晶体传感器标定过程中的退火方法
CN114235218A (zh) * 2021-12-15 2022-03-25 中国航发沈阳发动机研究所 一种测温晶体标定装置及其方法
CN115168990A (zh) * 2022-06-28 2022-10-11 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机典型瞬态历程谱及其确定方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
热端部件上高温测量的新方法;李光裕;《燃气涡轮试验与研究》(第01期);正文第39-42页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN115468676A (zh) 2022-12-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6691019B2 (en) Method and system for controlling distortion of turbine case due to thermal variations
CN115468676B (zh) 一种航空发动机晶体测温试验方法
US9476690B2 (en) Method for controlling the clearance at the tips of blades of a turbine rotor
EP3409927B1 (en) Transient control to extend part life in gas turbine engine
US10814445B2 (en) Airfoil machining
US8104953B2 (en) Systems and methods for determining heat transfer characteristics
US6318160B1 (en) Testing a power plant system of a locomotive under a thermally steady state
Berdanier et al. Evaluating the effects of transient purge flow on stator-rotor seal performance
CN115168990A (zh) 一种航空发动机典型瞬态历程谱及其确定方法
Peral et al. High-Resolution Thermal Profiling of a Combustor in a Non-Dedicated Test Using Thermal History Coatings
CN110761866B (zh) 评估气门间隙调整周期的方法及系统
Karagiannopoulos et al. Advanced Thermal Profiling of Turbocharger Compressor Wheels Using Phosphorescence Thermal History Coatings
Serrano et al. A methodology for measuring turbocharger adiabatic maps in a gas-stand and its usage for calibrating control oriented and one-dimensional models at early ICE design stages
CN112710472A (zh) 发动机冷启动试验方法及装置
CN104237044A (zh) 定量测量合金热疲劳性能及预测合金寿命的试验机
Dai et al. Memory test system for piston steady-state temperature measurement
CN110231101A (zh) 可实时修正系统测量误差的电机测温系统及方法
JP2000027606A (ja) ガスタービンクリアランスシミュレータシステム
Lewis et al. Spatially resolved heat flux measurement from a HSDI engine over NEDC
CN111928965B (zh) 转子温度监测方法、装置、计算机设备和存储介质
Pilgrim et al. Thermal Profiling of Automotive Turbochargers in Durability Tests
CN114815931B (zh) 一种极端高温环境下飞机构件热试验温度控制方法
RU2043614C1 (ru) Способ тепловой диагностики механических редукторов
Berdanier et al. Evaluating the effects of transient purge flow on stator-rotor seal performance
CN116822299B (zh) 一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法

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