×
10.05.2018
218.016.3e63

Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ КОНТРОЛЯ КАЧЕСТВА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА). Способ контроля качества СТР КА включает слив требуемой дозы теплоносителя в процессе заправки СТР теплоносителем и в дальнейшем периодический контроль наличия требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре. Для этого измеряют фактическую слитую дозу теплоносителя из жидкостной полости компенсатора объема для текущего момента времени, например, по результатам измерения давления теплоносителя, температур теплоносителя в жидкостном контуре и рабочего тела в газовой полости компенсатора объема. При этом определяют также упругость насыщенного пара рабочего тела при измеренной температуре. После определяют требуемую расчетную величину слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени. Далее для данного момента времени сравнивают между собой фактическую слитую из жидкостного контура дозу теплоносителя с расчетной дозой и судят о качестве СТР КА. Техническим результатом изобретения является повышение качества изготовления жидкостного контура СТР в результате обеспечения более высокой точности и надежности контроля качества жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите. 2 ил.

Изобретение относится к способам контроля качества системы терморегулирования (СТР) космического аппарата (КА), в частности, телекоммуникационных спутников (см. патенты № RU 2489330 [1], RU 22009750 [2], RU 2374149 [3]).

В составе вышеуказанных известных технических решений СТР содержит замкнутый герметичный жидкостный контур (см. фиг. 1, где поз. 1 - КА; 1.1 - СТР; 1.1.1 - жидкостный контур; 1.1.2 - компенсатор объема; 1.1.2.1 - жидкостная полость с теплоносителем; 1.1.2.2 - газовая полость с двухфазным рабочим телом; 1.1.2.3 - сильфон; 1.1.2.4 - электрообогреватель; 1.1.3 - электронасосный агрегат (ЭНА); 1.1.4 - панель, на которой установлены приборы КА; 1.1.5 - радиатор; 1.1.6 - вентиль заправочный; 1.1.7 - датчик давления; 1.1.8 - датчик температуры), заправленный определенной требуемой массой жидкого теплоносителя, например, ЛЗ-ТК-2.

В процессе изготовления предварительно отвакуумированный жидкостный контур 1.1.1 СТР первоначально полностью заправляют отдеаэрированным теплоносителем (при этом сильфон 1.1.2.3 сжат до упора и жидкостный контур 1.1.1 представляет из себя жесткий замкнутый контур с максимальным объемом теплоносителя) при температуре окружающего воздуха в цехе, поддерживающейся в диапазоне температур (25±10)°C. После этого осуществляют слив требуемого объема дозы теплоносителя из жидкостного контура, определенного на основе формулы, приведенной на следующем листе.

Анализ, проведенный авторами, показал, что из-за изменения температуры окружающего воздуха в цехе по высоте температура теплоносителя в жидкостном контуре также на разных высотах в различных участках жидкостного тракта имеет различные значения, отличающиеся до (3-5)°С, и, следовательно, коэффициент температурного изменения объема теплоносителя и плотность теплоносителя в участках также имеют различные значения. Как показал анализ, различия для теплоносителя ЛЗ-ТК-2 достигают до (±1) % в диапазоне (25±10)°С, что находится в пределах допустимых погрешностей измеоений (см. страницы 14-17 в "Башта Т.М. Машиностроительная гидравлика. Справочное пособие. М.: "Машиностроение", , 1971 [4]).

В условиях эксплуатации КА на орбите температура теплоносителя в участках жидкостного контура изменяется, например, в диапазоне от плюс 65°С до минус 90°С, и, как показал анализ опытных данных, коэффициент температурного изменения объема теплоносителя при температуре плюс 65°С (когда объем теплоносителя в жидкостном контуре имеет максимальную величину) повышается на 4%, а при температуре минус 90°С уменьшается на 12,5% по сравнению с опытным коэффициентом, равным 0,0012 1/°С при температуре теплоносителя 25°С, и принятым постоянным для диапазона (25±10)°С (соответствующие отклонения плотности теплоносителя равны минус 5% и плюс 14%).

И, следовательно, в этом случае объем слитой дозы теплоносителя также определяется с повышенной погрешностью, так как в настоящее время согласно известным вышеупомянутым техническим решениям [1], [2], [3] объем слитой дозы теплоносителя для любого текущего момента времени определяется на основе следующего соотношения:

Vсл.д.треб.=Vсл.д.факт.+Vж.к.⋅β⋅(tмакс-t),

где Vж.к. - максимальный заполненный теплоносителем объем жидкостного контура, измеренный при изготовлении, м3;

β=0,0012 1/°С = 0,0012 1/К - принятый постоянный коэффициент температурного изменения объема теплоносителя в диапазоне Δt=(25±10)°С или ΔT=(298±10) К;

tмакс - максимальная рабочая температура теплоносителя при эксплуатации, например, 65°С, при которой объем теплоносителя в жидкостном контуре максимальный;

t - средняя температура теплоносителя в жидкостном контуре , измеренная перед сливом объема дозы теплоносителя по нескольким датчикам температуры, установленным на жидкостном контуре на различных уровнях (на различных участках), °С.

Кроме того, так как массы теплоносителя в различных участках жидкостного контура не одинаковы, средняя температура теплоносителя также определяется с погрешностью и сливаемый объем дозы теплоносителя дополнительно из-за этого определяется с дополнительной погрешностью.

Согласно данным книги [4] (см. стр. 16: текст помещен ниже рис. 4) "Если жидкость заключена в жесткой замкнутой емкости, возможно разрушение последней" - у нас жидкостный тракт СТР изготовлен из жесткого материала, замкнутый, герметичный, температура теплоносителя изменяется в условиях эксплуатации в широком диапазоне, например от плюс 65°С в сеансе связи до минус 90°С в дежурном режиме (для КА, СТР которого выполнена с использованием патента RU 2151722: с целью снижения мощности замещающих электрообогревателей в различных режимах работы КА (например, в дежурном режиме), в схеме СТР с раскрываемыми панелями радиатора с двухсторонним излучением предусмотрен клапан-регулятор (см. фиг. 2), который направляет полный расход теплоносителя мимо радиатора (при этом в контуре с приборами, где циркулирует теплоноситель, потребуются электрообогреватели с уменьшенной мощностью) и в нем температура теплоносителя понижается до минус 90°C).

Таким образом, как следует из вышеизложенного, известное техническое решение [1], принятое авторами за прототип, не обеспечивает достоверное определение требуемой величины объема слитой (сливаемой) дозы теплоносителя при изготовлении разрабатываемой СТР и в дальнейшем при контроле наличия требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре в условиях эксплуатации обеспечивает недостаточно высокую надежность контроля качественного изготовления СТР КА, так как при повышенной температуре (до плюс 65°C) теплоносителя недосливается требуемая доза теплоносителя и, следовательно, возможно повреждение жидкостного контура, а при пониженной (до минус 90°C) температуре измеренный фактический объем слитой дозы теплоносителя будет завышенным по сравнению с требуемой слитой дозой теплоносителя (согласно [1]) для герметичного жидкостного контура.

Целью предлагаемого авторами данного технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля качества СТР, включающем измерения максимального объема газовой полости компенсатора объема, объемов участков жидкостного контура, максимально заполняемого теплоносителем объема жидкостного контура при их изготовлении, периодические телеметрические измерения температуры теплоносителя участков жидкостного контура и периодический контроль наличия требуемой массы теплоносителя в замкнутом герметичном жидкостном контуре системы в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите путем измерения текущей фактической величины объема слитой дозы теплоносителя (Vсл.д.факт.) и сравнения ее с требуемой величиной объема слитой дозы теплоносителя (Vсл.д.треб.), при определении величин объемов слитой дозы теплоносителя первоначально определяют соответствующую среднюю температуру теплоносителя (Т) в жидкостном контуре в процессе изготовления, дальнейших наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите в текущие моменты времени из условия равенства энтальпии всего теплоносителя в жидкостном контуре сумме энтальпий теплоносителя в участках жидкостного контура по формуле (1)

затем устанавливают соответствующую требуемую величину объема слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени согласно следующему соотношению (2):

где Т и Ti - средняя температура теплоносителя в жидкостном контуре и температуры теплоносителя в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите в текущие моменты времени, К;

и - удельная теплоемкость теплоносителя (на основе опытных данных) в жидкостном контуре и в участках жидкостного контура при средней температуре теплоносителя (Т) и температурах теплоносителя (Тi) в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите в текущие моменты времени, Дж/(кг⋅К);

и - плотность теплоносителя (на основе опытных данных) в жидкостном контуре при средней температуре теплоносителя (Т) и температурах теплоносителя (Ti) в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите в текущие моменты времени, кг/м3;

V и Vi - измеренные в процессе изготовления полный объем внутренней полости жидкостного контура и объемы внутренних полостей участков жидкостного контура, заполненных теплоносителем, при средней температуре (Т) и температурах теплоносителя (Тi) в участках жидкостного контура соответственно в текущие моменты времени, м3;

Vсл.д.треб. - требуемая величина объема слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени, м3;

Vж.к. - максимальный заполняемый теплоносителем объем жидкостного контура, измеренный при изготовлении, м3;

ρмин - минимально возможная плотность теплоносителя, когда средняя температура теплоносителя во всем жидкостном конуре в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите максимально возможная, кг/м3,

что и является, по мнению авторов, существенными признаками предлагаемого авторами технического решения.

В результате проведенного авторами анализа известной патентной и научно-технической литературы предложенное сочетание существенных признаков заявляемого технического решения в известных источниках не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемом способе обеспечения качества системы терморегулирования космического аппарата.

На фиг. 2 изображена принципиальная схема реализации предлагаемого технического решения, где поз.1 - КА; 1.1 - СТР; 1.1.1 - жидкостный контур; 1.1.2 - компенсатор объема; 1.1.2.1 - жидкостная полость с теплоносителем; 1.1.2.2 - газовая полость с двухфазным рабочим телом; 1.1.2.3 - сильфон; 1.1.2.4 - электрообогреватель; 1.1.3 - электронасосный агрегат (ЭНА); 1.1.4 - панель, на которой установлены приборы КА; 1.1.5 - раскрываемые панели радиатора; 1.1.6 - вентиль заправочный; 1.1.7 - датчик давления; 1.1.8 - датчик температуры; 1.1.9 - клапан-регулятор.

Предлагаемый способ контроля качества СТР КА включает в себя нижеуказанные операции, выполняемые в следующей последовательности:

- устанавливают марку применяемого в жидкостном контуре 1.1.1 СТР 1.1 КА 1 теплоносителя и его зависимости плотности (ρ) и удельной теплоемкости (ср) от изменения температуры теплоносителя (Т в градусах Кельвина, что повышает точность обработки опытных данных) на основе опытных данных, например, в случае применения теплоносителя ЛЗ-ТК-2:

ρ[кг/м3]=956,12-0,84⋅Т [K];

ср[Дж/(кг⋅К)]=636,142+4,142857⋅Т [K];

(ввиду небольшой величины давления теплоносителя в жидкостном контуре (не более 200 кПа) изменение объема теплоносителя в зависимости от давления пренебрежимо мало);

- изготавливают комплектующие элементы СТР, в том числе компенсатор объема 1.1.2;

- осуществляют монтаж СТР на конструкцию КА 1;

- проводят проверку степени герметичности жидкостного контура СТР 1.1.1 на соответствие требуемой норме и осуществляют полную заправку предварительно отвакуумированного жидкостного контура отдеаэрированным теплоносителем ЛЗ-ТК-2 (ТУ38.101388-79);

- измеряют температуры заправленного теплоносителя по нескольким датчикам температуры 1.1.8 и определяют среднюю температуру теплоносителя в жидкостном контуре по формуле (1)

(данная формула установлена авторами на основе теории об энтальпии - см. книгу "А.В. Болгарский, Г.А. Мухачев, В.К. Щукин. Термодинамика и теплопередача. М., "Высшая школа", 1975; §3. Энтальпия, стр. 30-31" [5] и анализа физических процессов, происходящих в жидкостном контуре в процессе изготовления (в том числе при заправке), наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите);

- сливают согласно [1] порциями дозы теплоносителя, а затем сливают согласно (2) требуемую дозу теплоносителя из жидкостного контура с высокой точностью (±0,01 дм3);

- после этого в процессе изготовления (например, в конце заправки) и периодически в процессе наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите для текущего момента времени и для текущей средней температуры теплоносителя устанавливают согласно [1] значение разности между измеренным значением давления теплоносителя в жидкостном контуре и значением упругости насыщенного пара рабочего тела, частично заправленного в газовую полость 1.1.2.2, при измеренной температуре газовой полости и согласно [1] устанавливают текущую фактическую величину слитой дозы теплоносителя (Vсл.д.факт.);

- определяют требуемую величину объема слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени по соотношению (2)

где в (1) и (2): Т и Тi - средняя температура теплоносителя в жидкостном контуре и температуры теплоносителя в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации космического аппарата на орбите в текущие моменты времени, К;

и - удельная теплоемкость теплоносителя (на основе опытных данных) в жидкостном контуре и в участках жидкостного контура при средней температуре теплоносителя (Т) и температурах теплоносителя (Ti) в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации космического аппарата на орбите в текущие моменты времени, Дж/(кг⋅К);

и - плотность теплоносителя (на основе опытных данных) в жидкостном контуре при средней температуре теплоносителя (Т) и температурах теплоносителя (Ti) в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации космического аппарата на орбите в текущие моменты времени, кг/м3;

V и Vi - измеренные в процессе изготовления полный объем внутренней полости жидкостного контура и объемы внутренних полостей участков жидкостного контура, заполненных теплоносителем, при средней температуре (Т) и температурах теплоносителя (Тi) в участках жидкостного контура соответственно в текущие моменты времени, м3;

Vсл.д.треб. - требуемая величина объема слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени, м3;

Vж.к. - максимальный заполняемый теплоносителем объем жидкостного контура, измеренный при изготовлении, м3;

ρмин - минимально возможная плотность теплоносителя, когда средняя температура теплоносителя во всем жидкостном конуре в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации космического аппарата на орбите максимально возможная, кг/м3;

- сравнивают вышеопределенные величины Vсл.д.факт. и Vсл.д.треб. между собой: если модуль разности |Vсл.д.факт.-Vсл.д.треб.| удовлетворяет условию (3)

то это означает, что жидкостный контур герметичен и на борту КА в жидкостном контуре имеется требуемая для обеспечения работоспособности КА масса теплоносителя;

где в (3): ΔVпогр - погрешность измерений, м3 (например, не более 0,12⋅10-3 м3 на основании опытных данных);

Vзапас.на.доп.утечки - запас теплоносителя, предусмотренный в жидкостной полости компенсатора объема для компенсации возможных утечек из жидкостного контура из-за допустимой его нормы негерметичности, предусмотренной технологией, м3;

τ - момент времени при контроле Vсл.д.факт. относительно момента начала эксплуатации τнач, сутки;

τCAC.треб. - требуемый срок активного существования КА на орбите, сутки.

Таким образом, как следует из вышеизложенного, предложенное авторами новое техническое решение гарантирует качественное изготовление жидкостного контура СТР в процессе изготовления, исключающее при дальнейшей эксплуатации КА повреждение жидкостного контура, и обеспечивает более высокую точность и надежность контроля качества СТР КА, что подтверждается данными опытной реализации предложенного технического решения.


СПОСОБ КОНТРОЛЯ КАЧЕСТВА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ КОНТРОЛЯ КАЧЕСТВА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ КОНТРОЛЯ КАЧЕСТВА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ КОНТРОЛЯ КАЧЕСТВА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ КОНТРОЛЯ КАЧЕСТВА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ КОНТРОЛЯ КАЧЕСТВА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ КОНТРОЛЯ КАЧЕСТВА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ КОНТРОЛЯ КАЧЕСТВА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ КОНТРОЛЯ КАЧЕСТВА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 11-14 of 14 items.
04.04.2018
№218.016.354e

Солнечно-ветровая энергетическая установка

Изобретение относится к области возобновляемых источников энергии: ветровой и солнечной энергетики. Солнечно-ветровая энергетическая установка содержит неподвижную платформу, на которой в подшипниковой опоре установлен вертикальный вращающийся вал, на верхнем конце которого жестко закреплена...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002645891
Дата охранного документа: 28.02.2018
10.05.2018
№218.016.3f6d

Устройство межмодульного обмена по магистрали lvds-m с канальным резервированием и прямым доступом в память

Изобретение относится к обработке цифровых данных и передаче дискретной информации по линиям связи. Технический результат – повышение помехоустойчивости межмодульного обмена. Устройство межмодульного обмена по магистрали LVDS-M с канальным резервированием и прямым доступом в память, содержащее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002648574
Дата охранного документа: 26.03.2018
05.07.2018
№218.016.6c68

Зонтичная антенна космического аппарата

Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам со складным рефлектором зонтичного типа, применяемым в составе космических аппаратов (КА) с длительным сроком эксплуатации на орбите (не менее 15 лет). Заявленная зонтичная антенна космического аппарата содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002659761
Дата охранного документа: 03.07.2018
16.06.2023
№223.018.7b8b

Способ построения космической системы ретрансляции и связи

Изобретение относится к области радиосвязи с применением спутников-ретрансляторов на высокоэллиптических и геостационарной орбитах и предназначено для преимущественного использования в космических системах ретрансляции и связи. Технический результат состоит в разработке способа построения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002755019
Дата охранного документа: 09.09.2021
Showing 61-69 of 69 items.
05.09.2019
№219.017.c762

Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в автономной системе электропитания

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при разработке и эксплуатации литий-ионных аккумуляторных батарей автономных систем электропитания искусственного спутника Земли (ИСЗ). Согласно изобретению способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002699051
Дата охранного документа: 03.09.2019
10.11.2019
№219.017.e07d

Способ питания нагрузки постоянным током в автономных системах электропитания космических аппаратов для широкого диапазона мощности нагрузки и автономная система электропитания для его реализации

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов. Преобразователи напряжения, зарядные и разрядные устройства выполняют в виде единичных модулей. Модули рассчитывают исходя из наименьшей потребительской потребности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002705537
Дата охранного документа: 08.11.2019
10.12.2019
№219.017.ebaa

Способ ликвидации космических аппаратов, уведенных с рабочих орбит в плотные слои атмосферы, и устройство для фрагментации космических аппаратов в плотных слоях атмосферы

Изобретение относится к области космической техники, а именно к способам и устройствам очистки околоземного космического пространства от космического мусора, и может быть использовано для уничтожения космических аппаратов (КА) в плотных слоях атмосферы. При ликвидации модульный КА прекращает...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002708407
Дата охранного документа: 06.12.2019
10.12.2019
№219.017.ebc3

Способ увода прекративших активное существование космических аппаратов с рабочих наклонных и экваториальных орбит в плотные слои атмосферы

Изобретение относится к области космической техники, а именно к способам и устройствам очистки околоземного космического пространства от космического мусора. Способ увода прекративших активное существование космических аппаратов (КА) включает возбуждение силы Ампера непосредственно на борту...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002708406
Дата охранного документа: 06.12.2019
12.12.2019
№219.017.ec7a

Способ удержания геостационарного космического аппарата

Изобретение относится к космической технике. В способе удержания космического аппарата (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите рассчитывают коррекции наклонения на двух номинально противоположных активных участках (АУ), рассчитывают текущие векторы эксцентриситета на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002708468
Дата охранного документа: 09.12.2019
14.05.2020
№220.018.1c34

Способ ориентации космического аппарата

Изобретение относится к космической технике. В способе ориентации космического аппарата (КА) ориентируют КА относительно направления на Солнце и Землю. После обеспечения ориентации КА относительно направления на Солнце в заданном диапазоне углов с использованием автономного контура управления...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002720577
Дата охранного документа: 12.05.2020
06.08.2020
№220.018.3cf1

Система терморегулирования космического аппарата

Изобретение относится к системе терморегулирования (СТР) космического аппарата. СТР содержит два замкнутых независимых жидкостных тракта с теплоносителем (один из них служит резервным). Каждый тракт включает в себя терморегулятор расхода теплоносителя с чувствительным элементом, радиатор,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002729149
Дата охранного документа: 04.08.2020
23.05.2023
№223.018.6ef7

Космический аппарат

Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к космическим аппаратам (КА). КА содержит систему терморегулирования с приборами для отбора, подвода и сброса тепла. Кроме того, КА включает систему электропитания с солнечными батареями, комплексом автоматики и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002749928
Дата охранного документа: 21.06.2021
16.06.2023
№223.018.79c3

Гибко-плоский электронагреватель

Изобретение относится к области космического машиностроения и может быть использовано при изготовлении гибких, плоских, гибко-плоских электронагревателей (ЭН) космических аппаратов (КА). Технический результат - создание ЭН с увеличенным КПД для условий штатной работы в составе КА...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002737666
Дата охранного документа: 02.12.2020
+ добавить свой РИД