СПОСОБ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ ВОЗДУХОМ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 2008 года по МПК B64G1/50 B64G5/00 F25B29/00 

Описание патента на изобретение RU2335438C1

Предлагаемое изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения и автоматического поддержания необходимых режимов космических объектов в процессе их подготовки на наземных стартовых комплексах.

Известен способ воздушного термостатирования космических объектов, осуществляемый устройством для воздушного термостатирования космических объектов (RU 2184912 С2, 20.07.2000).

Известный способ воздушного термостатирования заключается в получении сжатого воздуха от источника воздухоснабжения, редуцировании, охлаждении, нагревании до заданных температур и подаче его потребителю. Устройство, осуществляющее известный способ, содержит источник воздухоснабжения, трубопровод подачи с фильтром и управляемой арматурой, соединяющий источник воздухоснабжения через газовый редуктор с бортовым разъемным соединением, емкость с жидким азотом, газификатор, охладитель и электронагреватели.

Однако данные способ и устройство для воздушного термостатирования космических объектов не обеспечивают выдачу сжатого воздуха с заданными параметрами.

Способ воздушного термостатирования космических объектов и устройство для воздушного термостатирования космических объектов (RU 2215951 С1, 10.11.2003), осуществляющее известный способ, наиболее близкие по технической сущности и достигаемому эффекту к заявляемому техническому решению.

Известный способ заключается в получении сжатого воздуха от источника воздухоснабжения, редуцировании, нагревании, охлаждении до заданных температур и подаче его потребителю. Устройство, осуществляющее известный способ, содержит источник воздухоснабжения, трубопровод подачи с фильтром и управляемой арматурой, соединяющий источник воздухоснабжения через газовый редуктор с бортовым разъемным соединением, электронагреватель и охладитель.

Однако известные способ и устройство для воздушного термостатирования космических объектов не обеспечивают автоматическую выдачу сжатого воздуха с заданными параметрами с высокой степенью надежности из-за отсутствия параллельных линий выдачи и возможности переключения с одной линии на другую в случае выхода газового редуктора из строя.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение надежности на этапе подготовки к пуску и при пуске ракет-носителей с космической головной частью со стартовых комплексов.

Требуемый технический результат достигается тем, что в способе термостатирования космической головной части воздухом высокого давления, заключающемся в получении сжатого воздуха давлением до 40 МПа от источника воздухоснабжения, редуцировании, нагревании и охлаждении до заданных параметров и подаче его потребителю, после заправки компонентами топлива, сжатый воздух редуцируют до давления 6-10 МПа, при этом, при срабатывании предохранительного клапана одной из линий блока понижения давления, перекрывают подачу сжатого воздуха по данной линии и открывают подачу по параллельной линии, а также при фиксации неисправности в одной из подающих линий управляемого устройства перекрывают подачу сжатого воздуха по данной линии и открывают подачу по параллельной линии.

Для осуществления данного способа термостатирования космической головной части воздухом высокого давления предложена система термостатирования космической головной части воздухом высокого давления, состоящая из трубопровода подачи сжатого воздуха с фильтром, управляемым и редуцирующим устройствами, электронагревателя и охладителя, управляемое устройство выполнено в виде пневмощита управления, содержащего две параллельные линии, снабженные последовательно установленными электропневмоклапанами, сигнализаторами давления и обратными клапанами и сообщающиеся между собой и с трубопроводом подачи сжатого воздуха общими трубами, одна из которых, расположенная до электропневмоклапанов, снабжена сигнализатором давления и манометром, а другая, расположенная после обратных клапанов, - дренажным вентилем, при этом редуцирующее устройство выполнено в виде блока понижения давления, состоящего из соединенных с пневмощитом управления трубопроводом подачи сжатого воздуха двух параллельных линий с последовательно установленными на каждой из них электропневмоклапаном, дроссельным клапаном, газовым редуктором с подсоединенным к нему манометром, сигнализатором давления, предохранительным клапаном и обратным клапаном, причем предохранительный клапан связан с дренажным трубопроводом, снабженным сигнализатором давления, электрически связанным с каждым электропневмоклапаном блока понижения давления, и обратным клапаном, а указанные параллельные линии после обратных клапанов объединены в трубопровод подачи сжатого воздуха с установленными на нем вентилем для отбора проб, дренажным вентилем, дюзой и общим запорным вентилем.

Отличительные от прототипа признаки заключаются в том, что после заправки компонентами топлива, сжатый воздух редуцируют до давления 6-10 МПа, при этом, при срабатывании предохранительного клапана одной из линий блока понижения давления, перекрывают подачу сжатого воздуха по данной линии и открывают подачу по параллельной линии, а также при фиксации неисправности в одной из подающих линий управляемого устройства перекрывают подачу сжатого воздуха по данной линии и открывают подачу по параллельной линии.

Кроме того, управляемое устройство выполнено в виде пневмощита управления, содержащего две параллельные линии, каждая из которых снабжена последовательно установленными электропневмоклапаном, сигнализатором давления и обратным клапаном и сообщаются между собой и с трубопроводом подачи сжатого воздуха общими трубами, одна из которых, расположенная до электропневмоклапанов, снабжена сигнализатором давления и манометром, а другая, расположенная после обратных клапанов, - дренажным вентилем, при этом редуцирующее устройство выполнено в виде блока понижения давления, состоящего из соединенных с пневмощитом управления трубопроводом подачи сжатого воздуха двух параллельных линий с последовательно установленными на каждой из них электропневмоклапаном, дроссельным клапаном, газовым редуктором с подсоединенным к нему манометром, сигнализатором давления, предохранительным клапаном и обратным клапаном, причем предохранительный клапан связан с дренажным трубопроводом, снабженным сигнализатором давления, электрически связанным с каждым электропневмоклапаном блока понижения давления, и обратным клапаном, а указанные параллельные линии после обратных клапанов объединены в общий трубопровод подачи сжатого воздуха с установленными на нем вентилем для отбора проб, дренажным вентилем, дюзой и общим запорным вентилем.

Авторам не известны технические решения с существенными признаками, приведенными в отличительной части формул.

Система, осуществляющая предлагаемый способ, поясняется чертежом, где изображены трубопровод подачи сжатого воздуха, пневмощит управления (ПЩУ) и блок понижения давления (БПД), общий трубопровод подачи сжатого воздуха в космическую головную часть (КГЧ), нагреватель и охладитель.

Система термостатирования космической головной части воздухом высокого давления (СТВВД КГЧ) состоит из трубопровода подачи сжатого воздуха 1 с фильтром 2, управляемого 3 и редуцирующего 4 устройств, электронагревателя 5 и охладителя 6. Управляемое устройство 3 выполнено в виде пневмощита управления (ПЩУ), содержащего две параллельные линии 7, снабженные последовательно установленными электропневмоклапанами (ЭПК) 8, сигнализаторами давления (РД) 9 и обратными клапанами (ОК) 10 и сообщающиеся между собой и с трубопроводом подачи сжатого воздуха 1 общими трубами 11, 18, одна из которых 11, расположенная до ЭПК 8, снабжена РД 13 и манометром 14, а другая 18, расположенная после ОК 10, - дренажным вентилем 15. Редуцирующее устройство 4 выполнено в виде блока понижения давления (БПД), состоящего из соединенных трубопроводом подачи сжатого воздуха 1 с ПЩУ двух параллельных линий 16, с последовательно установленными на каждой из них ЭПК 17, дроссельным клапаном 18, газовым редуктором 19 с подсоединенным к нему манометром 20, сигнализатором давления 21, предохранительным клапаном (КП) 22 и обратным клапаном 23. КП 22 связан с дренажным трубопроводом 24, снабженным РД 25 и ОК 26, а параллельные линии 16 объединены в трубопровод подачи сжатого воздуха 1 с установленными на нем вентилем для отбора проб 27, дренажным вентилем 28, дюзой 29 и общим запорным вентилем 30.

Конкретный пример реализации предложенных способа и системы термостатирования космической головной части (КГЧ) воздухом высокого давления рассмотрим при проведении работ по пуску РН с наземного стартового комплекса.

При подготовке к пуску с наземного стартового комплекса после заправки РН компонентами топлива начинается термостатирование КГЧ, заключающееся в получении сжатого воздуха высокого давления, редуцировании его до заданного давления, нагревании и охлаждении до заданных температур и подаче потребителю. Для чего сжатый воздух давлением до 40 МПа из единой ресиверной емкости сжатых газов (на черт. не показана) по трубопроводу подачи 1 через фильтр 2, где происходит его очистка от различных механических примесей, и по общей трубе 11, параллельным линиям 7 поступает к ЭПК 8. До открытия ЭПК 8 проводится контроль подачи давления сжатого воздуха посредством РД 13 и манометра 14. После открытия ЭПК 8 (при штатной работе воздух подается по одной из параллельных линий; другая предназначена на случай возможных неисправностей в первой линии) сжатый воздух через ОК 10 по общей трубе 18 и трубопровод подачи сжатого воздуха 1 поступает в БПД 4. Открытие ЭПК 8 подтверждается РД 9. В случае отказа (несрабатывания) в работу включается параллельная линия. Сброс сжатого воздуха из ПЩУ 3 производится через дренажный вентиль 15. В БПД 4 сжатый воздух по параллельным линиям 16 и после открытия ЭПК 17 через дроссельный клапан 18 поступает в газовый редуктор 19, где редуцируется до заданного давления и далее через ОК 23, дюзу 29, общий запорный вентиль 30, трубопровод подачи 1 поступает в нагреватель 5 и охладитель 6. Дроссельный клапан 18 защищает газовый редуктор 19 от пневматического удара. Контроль выдаваемого после редуктора сжатого воздуха осуществляется РД 21 и манометром 20, подсоединенным к выходной полости газового редуктора 21. При превышении давления после газового редуктора выше заданного («заброс» редуктора) происходит срабатывание КП 22 и РД 25, который электрически связан с каждым ЭПК. В данном случае выдается электрический сигнал на закрытие ЭПК 17 и открытие ЭПК другой параллельной линии. Во избежание перетекания дренируемого воздуха из одного дренажного трубопровода в другой они разделены ОК 26. В случае невыхода газового редуктора на заданный режим работы (давление на выходе из газового редуктора ниже заданного), РД 21, электрически связанное с ЭПК, выдает сигнал на закрытие ЭПК 17 и открытие ЭПК параллельной линии. Указанная работа проводится при проведении пуско-наладочных работ, автономных и комплексных испытаний. В период штатной работы при падении давления ниже заданного вопрос о закрытии ЭПК 17 и открытии ЭПК параллельной линии решает руководитель работы при получении соответствующей информации от АСУ системы и бортовой системы управления. Перед началом штатных работ производится настройка газовых редукторов на заданное давление при закрытом общем запорном вентиле 30; проводится отбор проб для определения степени кондиционности сжатого воздуха посредством вентиля 27. Сброс воздуха из БПД 4 осуществляется дренажным вентилем 28. Для обеспечения заданного расхода на общем трубопроводе подачи сжатого воздуха 1 установлена дюза 29. После требуемых нагрева и охлаждения сжатый воздух из электронагревателя 5 и охладителя 6 поступает непосредственно потребителю (КГЧ). Разброс давления настройки газовых редукторов (6-10 МПа) выбран с учетом возможности запуска ракет-носителей с различной КГЧ, каждая из которых требует определенного температурного режима и расхода воздуха при проведении термостатирования. Перенастройкой газовых редукторов данного БПД обеспечивается любой требуемый расход воздуха без введения дополнительных БПД и с сохранением диаметра подводящего трубопровода.

При отрыве РН от пускового устройства автоматически прекращается подача сжатого воздуха к КГЧ, для чего закрывается ЭПК 8, сигнал о закрытии выдает РД 9. При прохождении команды АВД (аварийное выключение двигателей) и переносе пуска на определенный срок штатная работа СТВВД КГЧ продолжается.

Таким образом, предлагаемые способ и система термостатирования космической головной части воздухом высокого давления обеспечивают высокую степень надежности при проведении работ на стартовых комплексах при автоматическом поддержании постоянного заданного давления выдаваемого сжатого воздуха, благодаря введению параллельных линий подачи с установленными на них элементами электропневмоавтоматики в пневмощите управления и блоке понижения давления.

В настоящее время разрабатывается конструкторская рабочая документация по системе термостатирования воздухом высокого давления ракет-носителей (СТВВД КГЧ), которую предполагается использовать на стартовом комплексе «Союз в Гвианском космическом центре».

Похожие патенты RU2335438C1

название год авторы номер документа
СПОСОБ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ ГАЗОМ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2006
  • Бармин Игорь Владимирович
  • Михальченко Сергей Михайлович
  • Сборец Виктор Павлович
  • Панков Рудольф Леонидович
  • Зверев Алексей Егорович
  • Пашков Виктор Ефимович
  • Павливкер Анатолий Матвеевич
RU2335439C1
СПОСОБ ПОДГОТОВКИ И ПУСКА РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ НА РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОМ КОМПЛЕКСЕ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2006
  • Бармин Игорь Владимирович
  • Неустроев Валерий Николаевич
  • Михальченко Сергей Михайлович
  • Баранов Анатолий Николаевич
  • Зверев Алексей Егорович
  • Колпаков Вячеслав Петрович
  • Павливкер Анатолий Матвеевич
RU2328417C1
ГАЗОРАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНЫЙ МОДУЛЬ 2015
  • Васильев Валерий Алексеевич
  • Голева Татьяна Васильевна
  • Макарьянц Михаил Викторович
  • Меренцов Дмитрий Николаевич
  • Туманов Дмитрий Вячеславович
RU2593576C1
СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ И ПУСКА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ С КОСМИЧЕСКОЙ ГОЛОВНОЙ ЧАСТЬЮ (ВАРИАНТЫ) 2006
  • Бармин Игорь Владимирович
  • Климов Владимир Николаевич
  • Рахманов Жан Рахманович
  • Неустроев Валерий Николаевич
  • Михальченко Сергей Михайлович
  • Сборец Виктор Павлович
  • Карташев Петр Валентинович
RU2318706C1
ПОДВИЖНЫЙ АГРЕГАТ ДЛЯ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ И ГАЗОНАСЫЩЕНИЯ КОМПОНЕНТОВ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА И ЗАПРАВКИ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ КОМПОНЕНТАМИ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА 2017
  • Горяев Андрей Николаевич
  • Назаренко Вадим Вадимович
  • Тугушев Раниль Альфритович
  • Нежельченко Алексей Владимирович
  • Лемешев Святослав Валентинович
  • Телегин Михаил Викторович
  • Холковский Павел Викторович
  • Холковский Кирилл Викторович
RU2665998C1
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ 2002
  • Рахманов Ж.Р.
  • Сборец В.П.
  • Чумаченко Г.Ф.
RU2215951C2
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ 1998
  • Бармин И.В.
  • Елисеев В.Г.
  • Климов В.Н.
  • Чечулин Ю.К.
  • Рахманов Ж.Р.
  • Сборец В.П.
  • Игнашин А.М.
  • Паджев С.М.
  • Байбаков Ф.Б.
  • Чумаченко Г.Ф.
  • Голубев Б.С.
  • Юкин Г.Л.
  • Иванова Л.П.
RU2135910C1
СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ И ПУСКА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ С КОСМИЧЕСКОЙ ГОЛОВНОЙ ЧАСТЬЮ 2006
  • Бармин Игорь Владимирович
  • Климов Владимир Николаевич
  • Рахманов Жан Рахманович
  • Гнездилов Владимир Алексеевич
  • Баранов Анатолий Николаевич
  • Малютин Александр Ильич
RU2318707C1
СИСТЕМА ПОДДЕРЖАНИЯ ДАВЛЕНИЯ В ЕМКОСТИ 2015
  • Терехин Алексей Валентинович
  • Рябинин Константин Михайлович
  • Бронштейн Виталий Михайлович
  • Газизуллов Наиль Гумерович
  • Лосев Михаил Владимирович
  • Широков Сергей Витальевич
  • Кириллов Александр Анатольевич
RU2597946C1
СПОСОБ ЗАПРАВКИ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА КСЕНОНОМ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2006
  • Арзуманов Юрий Леонович
  • Володин Николай Алексеевич
  • Петров Рудольф Алексеевич
  • Шеманаев Сергей Викторович
RU2341424C2

Реферат патента 2008 года СПОСОБ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ ВОЗДУХОМ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Изобретение относится преимущественно к оборудованию и функционированию наземных стартовых комплексов. Предлагаемая система термостатирования содержит трубопровод подачи сжатого воздуха (1), управляемое устройство (пневмощит) (3) и редуцирующее устройство (блок понижения давления) (4). Пневмощит включает в себя две параллельные линии (7) с установленными в каждой из них электропневмоклапаном (8), сигнализатором давления (9) и обратным клапаном (10). Блок понижения давления включает в себя также две параллельные линии (16) с установленными в каждой из них электропневмокланом (17), дроссельным клапаном (18), газовым редуктором (19), сигнализатором давления (21), предохранительным клапаном (22) и обратным клапаном (23). Предохранительный клапан (22) связан с дренажным трубопроводом (24), снабженным сигнализатором давления (25), электрически связанным с каждым электропневмоклапаном, и обратным клапаном (26). Согласно предлагаемому способу, после заправки ракеты-носителя компонентами топлива сжатый воздух давлением до 40 МПа редуцируют до давления 6-10 МПа. При срабатывании предохранительного клапана одной из линий блока понижения давления и/или при фиксации неисправности в одной из подающих линий управляемого устройства перекрывают подачу сжатого газа по данной линии и открывают подачу по параллельной линии указанных блока и/или устройства. Техническим результатом изобретения является повышение надежности на этапе подготовки к пуску и при пуске ракет-носителей с космической головной частью. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Формула изобретения RU 2 335 438 C1

1. Способ термостатирования космической головной части воздухом высокого давления, заключающийся в получении сжатого воздуха давлением до 40 МПа от источника воздухоснабжения, редуцировании, нагревании и охлаждении до заданных температур и подаче его потребителю, отличающийся тем, что после заправки ракеты-носителя топливными компонентами сжатый воздух редуцируют до давления 6-10 МПа, причем при срабатывании предохранительного клапана одной из линий блока понижения давления перекрывают подачу сжатого газа по данной линии и открывают его подачу по параллельной линии этого блока, а также при фиксации неисправности в одной из подающих линий управляемого устройства перекрывают подачу сжатого газа по данной линии и открывают его подачу по параллельной линии этого устройства.2. Система термостатирования космической головной части воздухом высокого давления, содержащая трубопровод подачи сжатого воздуха с фильтром, управляемым и редуцирующим устройствами, электронагреватель и охладитель, отличающаяся тем, что управляемое устройство выполнено в виде пневмощита управления, содержащего две параллельные линии, снабженные последовательно установленными электропневмоклапанами, сигнализаторами давления и обратными клапанами и сообщающиеся между собой и с трубопроводом подачи сжатого воздуха общими трубами, одна из которых, расположенная до электропневмоклапанов, снабжена сигнализатором давления и манометром, а другая, расположенная после обратных клапанов - дренажным вентилем, при этом редуцирующее устройство выполнено в виде блока понижения давления, состоящего из соединенных с пневмощитом управления трубопроводом подачи сжатого воздуха двух параллельных линий с последовательно установленными в каждой из них электропневмоклапаном, дроссельным клапаном, газовым редуктором с подсоединенным к нему манометром, сигнализатором давления, предохранительным клапаном и обратным клапаном, причем предохранительный клапан связан с дренажным трубопроводом, снабженным сигнализатором давления, электрически связанным с каждым электропневмоклапаном блока понижения давления, и обратным клапаном, а указанные параллельные линии после обратных клапанов объединены в трубопровод подачи сжатого воздуха с установленными в нем вентилем для отбора проб, дренажным вентилем, дюзой и общим запорным вентилем.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2008 года RU2335438C1

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ 1998
  • Бармин И.В.
  • Елисеев В.Г.
  • Климов В.Н.
  • Чечулин Ю.К.
  • Рахманов Ж.Р.
  • Сборец В.П.
  • Игнашин А.М.
  • Паджев С.М.
  • Байбаков Ф.Б.
  • Чумаченко Г.Ф.
  • Голубев Б.С.
  • Юкин Г.Л.
  • Иванова Л.П.
RU2135910C1
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ 2000
  • Сборец В.П.
  • Чечулин Ю.К.
  • Чумаченко Г.Ф.
RU2184912C2
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ 2002
  • Рахманов Ж.Р.
  • Сборец В.П.
  • Чумаченко Г.Ф.
RU2215951C2
СПОСОБ ОСТАНОВКИ ДОМЕННОЙ ПЕЧИ ПРИ АВАРИЙНОЙ ОСТАНОВКЕ ВОЗДУХОДУВНОГО АГРЕГАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 1992
  • Икконен А.К.
  • Ратнер Ф.А.
  • Логинов В.Н.
  • Кручинин А.Н.
  • Луканин Ю.В.
  • Карпиловский Я.Б.
  • Брылин А.М.
  • Иванов Е.А.
  • Царев А.П.
  • Степин В.Б.
RU2034032C1
Способ предотвращения аварий на доменной печи 1979
  • Демченко Феликс Николаевич
  • Бочин Валерий Петрович
  • Толкушкин Валентин Александрович
  • Баклан Олег Владимирович
  • Палицын Дмитрий Борисович
  • Безбородов Анатолий Иванович
  • Маршак Израиль Семенович
  • Королев Сергей Павалович
  • Рувинский Ефим Моисеевич
  • Ильин Павел Иванович
  • Циммерман Алексей Федорович
  • Голубев Яков Николаевич
  • Богомолов Валентин Васильевич
  • Бакумов Михаил Иванович
  • Слодарж Михаил Исакович
  • Грызлин Рудольф Михайлович
  • Шачнев Алексей Васильевич
SU870439A1
US 3564866 A, 23.02.1971
US 3287924 A, 29.11.1966
Система автоматического регулирования процесса сушки 1984
  • Тихонов Виктор Сергеевич
SU1198354A1

RU 2 335 438 C1

Авторы

Бармин Игорь Владимирович

Михальченко Сергей Михайлович

Сборец Виктор Павлович

Панков Рудольф Леонидович

Зверев Алексей Егорович

Пашков Виктор Ефимович

Павливкер Анатолий Матвеевич

Даты

2008-10-10Публикация

2006-12-01Подача