CN114018584B - 一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法 - Google Patents
一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114018584B CN114018584B CN202111328165.8A CN202111328165A CN114018584B CN 114018584 B CN114018584 B CN 114018584B CN 202111328165 A CN202111328165 A CN 202111328165A CN 114018584 B CN114018584 B CN 114018584B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- vacuum
- steam injection
- altitude environment
- injection system
- rocket engine
- 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
Links
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
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/02—Details or accessories of testing apparatus
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
本发明涉及火箭发动机高模试验，具体涉及一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法。为了解决现有技术中存在的采用单一的高真空泵组用来实现液体火箭发动机76公里点火并维持后续工作时的真空条件，会增加试验系统规模，使试验系统造价太大且工作可靠性不高的问题。本发明包括真空泵组，真空舱、发动机、膜片隔离装置以及蒸汽引射系统；真空泵组通过第一管道与真空舱连通；蒸汽引射系统的扩压器前端伸入真空舱内，且正对发动机的燃气抽吸通道入口；膜片隔离装置安装在蒸汽引射系统的扩压器前端；蒸汽引射系统的扩压器后端通过第二管道与真空舱连通。本发明提出了基于一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统的使用方法。
Description
技术领域
本发明涉及火箭发动机高模试验，具体涉及一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法。
背景技术
液体火箭发动机一般采用能够自燃的硝基物质(如四氧化二氮)和肼类物质(如偏二甲肼)作为推进剂，在距地面较远的临近空间或空间内工作时，发动机推进剂贮存系统往往需要在高真空条件下进行工作。
由于硝基推进剂自身的物理性质，在外界压强低于其三相点压强(2Pa，对应高度为76公里)的状态下，当推进剂进入到燃烧室后便会快速蒸发并伴随着快速冷却，使推进剂呈现出冷蒸汽、液体和固体三相状态，影响推进剂的正常供应，并且还有可能会引起燃烧室的多相混合爆炸。因此，高空或者深空工作的液体火箭发动机一般均需要进行76公里高空环境下的点火试验，以验证发动机在推进剂三相点条件下工作的可靠性。
一般来说，在地面状态下要实现发动机的76公里高空环境模拟，需要建立真空模拟试验舱并配备高真空泵组(真空泵组采用高真空罗茨泵或低温分子泵组成)。但在火箭发动机试验系统中，由于发动机工作环境需要一直维持在一定的真空环境下，发动机一旦点火工作，单位时间内会从燃烧室产生并喷射出一定流量且具有2700℃左右温度的燃气，要维持试验系统内的真空度，就需要将发动机产生的燃气即时抽吸排出系统。如果单采用真空机组进行抽吸，一则机组的抽速需要足够大，二则高真空泵如罗茨泵、分子泵等使用条件严苛，需配备大规模的燃气降温器及过滤系统，这样就会极大的增加试验系统造价。
综上所述，采用单一的高真空泵组用来实现液体火箭发动机76公里点火并维持后续工作时的真空条件，势必会增加试验系统规模，使试验系统造价太大且工作可靠性不高。
发明内容
本发明的目的是解决现有技术中存在的采用单一的高真空泵组用来实现液体火箭发动机76公里点火并维持后续工作时的真空条件，会增加试验系统规模，使试验系统造价太大且工作可靠性不高的问题，而提供一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法。
为实现上述目的，本发明所采用的技术方案为：
一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统，其特殊之处在于：包括真空泵组，真空舱、发动机、膜片隔离装置以及蒸汽引射系统；
发动机设置于真空舱内，真空泵组通过第一管道与真空舱连通；
蒸汽引射系统的扩压器前端伸入真空舱内，且正对发动机的燃气抽吸通道入口；
膜片隔离装置安装在蒸汽引射系统的扩压器前端；
蒸汽引射系统的扩压器后端通过第二管道与真空舱连通。
进一步地，所述真空泵组包括至少两组泵组；
所述泵组包括两台并联的滑阀泵以及两台串联的罗茨泵；
两台滑阀泵并联后接入到两台罗茨泵的串联管路一端；
至少两组泵组从两台罗茨泵的串联管路另一端并联后接入到第一管道上。
进一步地，所述真空泵组抽速4200L/s。
进一步地，所述发动机为液体火箭发动机；
所述液体火箭发动机为单组元或双组元发动机。
进一步地，所述膜片隔离装置与蒸汽引射系统的扩压器前端通过法兰连接。
进一步地，所述蒸汽引射系统采用蒸汽喷射泵组进行抽吸。
进一步地，膜片隔离装置中的膜片相关性能参数如下：
(1)强度：径向18kN/m，纬向18kN/m；
(2)单位重量：≥210～260g/m2；
(3)黏附强度：0.6kN/m；
(4)透气性：0.035MPa·5min不漏气；
(5)材质：双尼龙骨架+丁基橡胶。
进一步地，膜片单侧承受的压差不能大于10kPa。
进一步地，所述第二管道上安装有破空阀与抽吸阀。
同时，本发明还提出了一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟方法，采用一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统，其特殊之处在于，包括以下步骤：
步骤1)：膜片隔离装置前后空间抽真空
打开第二管道，然后启动真空泵组对膜片隔离装置前后端同步抽真空，直到膜片隔离装置前后端空间的真空度同时到达1kPa以下；
步骤2)：真空舱抽真空
关闭第二管道，持续运行真空泵组，对真空舱进行抽真空，直到真空舱内实现76公里高空环境，即真空舱内的压强不超过2.03Pa，关闭真空泵组；
步骤3)：蒸汽引射系统接力抽真空
启动蒸汽引射系统，对膜片隔离装置后端进行抽吸，直到膜片隔离装置后端空间将达到42公里高空环境，即膜片隔离装置后端压强不超过287Pa，随后发动机点火，燃气烧破膜片隔离装置后被蒸汽引射系统接力抽吸排出试验系统，发动机持续进行后续点火工作，由蒸汽引射系统进行42公里高空环境的维持。
本发明的有益效果是：
1.本发明通过在蒸汽引射系统的扩压器前端安装膜片隔离装置，并且膜片隔离装置位于发动机的燃气抽吸通道正后方，来实现真空舱与蒸汽引射系统之间的隔离，使得真空舱空间与蒸汽引射系统区分为两个独立的空间，并且将真空舱与蒸汽引射系统通过第二管道连通，真空泵组在第二管道打开时，可以实现两个独立空间一起抽真空，当第二管道关闭时，可以实现真空舱独立空间抽真空，并且膜片隔离装置中的膜片具有良好的延展性和可燃性，能够承受10kPa以内的压差而不发生破裂，发动机点火后能在1s内破裂，从而实现发动机点火前的76公里高空环境。
2.本发明通过将膜片隔离装置安装在蒸汽引射系统的扩压器前端，并且膜片隔离装置位于发动机的燃气抽吸通道正后方，来实现当发动机点火时，燃气烧破膜片隔离装置中的膜片后被蒸汽引射系统接力抽吸排出试验系统，发动机持续进行后续点火工作，由蒸汽引射系统进行42公里高空环境的维持。
3.本发明在现有的高空模拟试验系统上，采用膜片隔离抽吸与引射接力抽吸的技术方法，满足双组元液体火箭发动机76公里高空环境点火、42公里高空环境维持的试验要求。
4.本发明最大限度利用了我所高模试验台原有设备能力，在进行局部改造后即实现了76公里点火高空环境模拟，节省投资，增强高模试验系统技术水平。
附图说明
图1是本发明一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统原理图；
图2是本发明一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统的膜片隔离装置安装结构图；
图中，1、真空舱；2、真空泵组；3、发动机；4、膜片隔离装置；5、蒸汽引射系统；6、第二管道。
具体实施方式
为使本发明的目的、优点和特征更加清楚，以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法作进一步详细说明。根据下面具体实施方式，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是：附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的；其次，附图所展示的结构往往是实际结构的一部分。
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明提供一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统，其基本设计思路是：在现有高模拟试验台的基础上实现76公里点火高空环境模拟；通过在蒸汽引射系统5的扩压器前端设置膜片隔离装置4，将真空舱1与蒸汽引射系统5划分为两个独立区域，然后通过对真空舱1独立空间抽真空，达到发动机3点火前的76公里高空环境，发动机3点火后，通过引射接力抽吸达到发动机3工作时的42公里高空环境。
如图1与图2所示，本发明所提供的一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统，其具体结构包括真空泵组2，真空舱1、发动机3、膜片隔离装置4以及蒸汽引射系统5；
本发明各部件具体连接关系如下：
真空舱1一端封堵，一端通过通径为200mm的第二管道6与原有的蒸汽引射系统5的扩压器连通，单组元或双组元液体火箭发动机3安装在真空舱1内，膜片隔离装置4前端通过法兰安装在蒸汽引射系统5的扩压器前端，并且正对发动机3的燃气抽吸通道，蒸汽引射系统5的扩压器的前端伸入到真空舱1内，真空舱1与真空泵组2通过第一管道连通，真空泵组2通过第二管道6上抽吸阀的打开与闭合来实现对膜片隔离装置4两侧同时或独立抽真空，当第二管道6打开时，真空泵组2对真空舱1与蒸汽引射系统5的扩压器同时抽真空，当第二管道6闭合时，真空泵组2单独对真空舱1抽真空，随后蒸汽引射系统5采用蒸汽喷射泵组对膜片隔离装置4后端进行抽吸，第二管道上安装有破空阀；
真空泵组2包括至少两组泵组；泵组包括两台并联的滑阀泵以及两台串联的罗茨泵；两台滑阀泵并联后接入到两台罗茨泵的串联管路一端；至少两组泵组从两台罗茨泵的串联管路另一端并联后接入到第一管道上，真空泵组2的抽速为4200L/s。
膜片隔离装置4内的膜片相关性能参数如下：
(1)强度：径向18kN/m，纬向18kN/m；
(2)单位重量：≥210～260g/m2；
(3)黏附强度：0.6kN/m；
(4)透气性：0.035MPa·5min不漏气；
(5)材质：双尼龙骨架+丁基橡胶；
膜片单侧承受的压差不能大于10kPa。
该结构中主要部件的作用分别如下：
膜片隔离装置4：通过法兰将具有一定强度、韧性和可燃性的膜片隔离装置4安装在蒸汽引射系统5的扩压器前端，且正对发动机3的燃气抽吸通道，使真空舱1与后端的蒸汽引射系统5相互隔离，形成两个独立的空间，当发动机3点火时，膜片在短时间内破坏，使两个独立的空间联为一体，从而完成发动机376公里点火、42公里维持的高模试验要求。
蒸汽引射系统5：系统运行后可以保证真空舱1内维持42公里真空条件，当发动机3点火工作时，其产生的燃气可以第一时间由蒸汽引射系统5抽吸排出。
本发明一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟方法，采用上述火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统，包括以下步骤：
步骤1)：膜片隔离装置4前后空间抽真空
打开第二管道6上的抽吸阀，启动真空泵组2，真空泵组2对膜片隔离装置4前后两侧的空间同步进行抽真空动作，控制真空泵组2的运行时间，使得膜片隔离装置4两侧空间的真空度同时到达1kPa以下；
步骤2)：真空舱1空间抽真空
在步骤1的前提下，关闭第二管道6上的抽吸阀，持续运行真空泵组2，在膜片隔离装置4和第二管道6的作用下，真空泵组2只能对真空舱1内的空间进行抽真空，由于真空舱1容积较小，真空泵组2会在较短时间内实现真空舱1内76公里高空环境，即真空舱1内压强不超过2.03Pa，真空舱1内达到76公里高空环境后，关闭真空泵组2，停止真空舱1抽真空；
步骤3)：蒸汽引射系统5接力抽真空
在步骤2的前提下，打开蒸汽引射系统5，对膜片隔离装置4后端的空间进行抽吸，当蒸汽引射系统5工作稳定工作后，膜片隔离装置4后端空间内将达到42公里高空环境，即膜片隔离装置4后端的压强不超过287Pa，发动机3立即点火，燃气烧破膜片后被蒸汽引射系统5接力抽吸排出试验系统，发动机3持续进行后续点火工作，由蒸汽引射系统5进行42公里高空环境的维持。
特别注意的是：在进行上述步骤时，要保证膜片隔离装置4前后压差不大于10kPa。
Claims (9)
1.一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟方法，采用一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统，包括真空泵组(2)，真空舱(1)、发动机(3)、膜片隔离装置(4)以及蒸汽引射系统(5)；发动机(3)设置于真空舱(1)内，真空泵组(2)通过第一管道与真空舱(1)连通；蒸汽引射系统(5)的扩压器前端伸入真空舱(1)内，且正对发动机(3)的燃气抽吸通道入口；膜片隔离装置(4)安装在蒸汽引射系统(5)的扩压器前端；蒸汽引射系统(5)的扩压器后端通过第二管道(6)与真空舱(1)连通，其特征在于，方法包括以下步骤：
步骤1)：膜片隔离装置(4)前后空间抽真空
打开第二管道(6)，然后启动真空泵组(2)对膜片隔离装置(4)前后端同步抽真空，直到膜片隔离装置(4)前后端空间的真空度同时到达1kPa以下；
步骤2)：真空舱(1)抽真空
关闭第二管道(6)，持续运行真空泵组(2)，对真空舱(1)进行抽真空，直到真空舱(1)内实现76公里高空环境，即真空舱(1)内的压强不超过2.03Pa，关闭真空泵组(2)；
步骤3)：蒸汽引射系统(5)接力抽真空
启动蒸汽引射系统(5)，对膜片隔离装置(4)后端进行抽吸，直到膜片隔离装置(4)后端空间将达到42公里高空环境，即膜片隔离装置(4)后端压强不超过287Pa，随后发动机(3)点火，燃气烧破膜片隔离装置(4)后被蒸汽引射系统(5)接力抽吸排出试验系统，发动机(3)持续进行后续点火工作，由蒸汽引射系统(5)进行42公里高空环境的维持。
2.根据权利要求1所述的一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟方法，其特征在于：所述真空泵组(2)包括至少两组泵组；
所述泵组包括两台并联的滑阀泵以及两台串联的罗茨泵；
两台滑阀泵并联后接入到两台罗茨泵的串联管路一端；
至少两组泵组从两台罗茨泵的串联管路另一端并联后接入到第一管道。
3.根据权利要求2所述的一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟方法，其特征在于：所述真空泵组(2)抽速4200L/s。
4.根据权利要求1所述的一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟方法，其特征在于：所述发动机(3)为液体火箭发动机；
所述液体火箭发动机为单组元或双组元发动机。
5.根据权利要求1所述的一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟方法，其特征在于：所述膜片隔离装置(4)与蒸汽引射系统(5)的扩压器前端通过法兰连接。
6.根据权利要求1所述的一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟方法，其特征在于：所述蒸汽引射系统(5)采用蒸汽喷射泵组进行抽吸。
7.根据权利要求1所述的一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟方法，其特征在于：膜片隔离装置(4)中的膜片相关性能参数如下：
(1)强度：径向18kN/m，纬向18kN/m；
(2)单位重量：≥210～260g/m2；
(3)黏附强度：0.6kN/m；
(4)透气性：0.035MPa·5min不漏气；
(5)材质：双尼龙骨架+丁基橡胶。
8.根据权利要求7所述的一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟方法，其特征在于：膜片单侧承受的压差不能大于10kPa。
9.根据权利要求1所述的一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟方法，其特征在于：所述第二管道(6)上安装有破空阀与抽吸阀。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111328165.8A CN114018584B (zh) | 2021-11-10 | 2021-11-10 | 一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111328165.8A CN114018584B (zh) | 2021-11-10 | 2021-11-10 | 一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114018584A CN114018584A (zh) | 2022-02-08 |
| CN114018584B true CN114018584B (zh) | 2023-10-20 |
Family
ID=80063427
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202111328165.8A Active CN114018584B (zh) | 2021-11-10 | 2021-11-10 | 一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114018584B (zh) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115508092B (zh) * | 2022-09-06 | 2023-11-14 | 北京星河动力装备科技有限公司 | 液体火箭发动机的高空飞行试车方法、装置、设备及产品 |
| CN117552894B (zh) * | 2023-02-21 | 2024-05-17 | 北京航天试验技术研究所 | 火箭发动机高空模拟试验方法及设备 |
| CN117685134B (zh) * | 2023-11-24 | 2024-05-17 | 北京航天试验技术研究所 | 一种支撑装置、垂直引射系统和垂直引射系统的安装方法 |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106525434A (zh) * | 2016-09-09 | 2017-03-22 | 西安航天动力试验技术研究所 | 用于新型冲压发动机直连试验的引射装置和环境模拟系统 |
| CN109611240A (zh) * | 2018-12-12 | 2019-04-12 | 西安航天动力试验技术研究所 | 火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统 |
| CN109781424A (zh) * | 2018-12-12 | 2019-05-21 | 西安航天动力试验技术研究所 | 姿控发动机点火试验前高空低温环境模拟装置 |
| CN111272433A (zh) * | 2019-11-28 | 2020-06-12 | 西安航天动力试验技术研究所 | 真空环境下姿轨控发动机低温试验系统及试验方法 |
| CN111502865A (zh) * | 2020-04-16 | 2020-08-07 | 西安航天动力研究所 | 一种开式循环液氧煤油发动机系统的试车方法 |
| CN112648111A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-04-13 | 西安航天动力试验技术研究所 | 姿控发动机真空环境中的热流密度热试试验方法 |
| CN112682222A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-04-20 | 西安航天动力试验技术研究所 | 姿控发动机热环境试验的环境温度控制装置及方法 |
| CN112895257A (zh) * | 2021-01-14 | 2021-06-04 | 西安航天发动机有限公司 | 一种高效智能浸树脂系统 |
-
2021
- 2021-11-10 CN CN202111328165.8A patent/CN114018584B/zh active Active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106525434A (zh) * | 2016-09-09 | 2017-03-22 | 西安航天动力试验技术研究所 | 用于新型冲压发动机直连试验的引射装置和环境模拟系统 |
| CN109611240A (zh) * | 2018-12-12 | 2019-04-12 | 西安航天动力试验技术研究所 | 火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统 |
| CN109781424A (zh) * | 2018-12-12 | 2019-05-21 | 西安航天动力试验技术研究所 | 姿控发动机点火试验前高空低温环境模拟装置 |
| CN111272433A (zh) * | 2019-11-28 | 2020-06-12 | 西安航天动力试验技术研究所 | 真空环境下姿轨控发动机低温试验系统及试验方法 |
| CN111502865A (zh) * | 2020-04-16 | 2020-08-07 | 西安航天动力研究所 | 一种开式循环液氧煤油发动机系统的试车方法 |
| CN112648111A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-04-13 | 西安航天动力试验技术研究所 | 姿控发动机真空环境中的热流密度热试试验方法 |
| CN112682222A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-04-20 | 西安航天动力试验技术研究所 | 姿控发动机热环境试验的环境温度控制装置及方法 |
| CN112895257A (zh) * | 2021-01-14 | 2021-06-04 | 西安航天发动机有限公司 | 一种高效智能浸树脂系统 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 液体火箭发动机多维力测量装置原位校准技术研究;李志勋等;计测技术;第38卷(第5期);第26-30页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN114018584A (zh) | 2022-02-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN114018584B (zh) | 一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法 | |
| CN110595719A (zh) | 一种具有隔离装置的激波风洞 | |
| CN113670619B (zh) | 液体火箭发动机多次低真空度高模试验抽真空系统及方法 | |
| RU2457410C2 (ru) | Многоступенчатая система компрессора/приводного механизма и способ приведения ее в действие | |
| CN106368990B (zh) | 一种冲压发动机真空舱的抽真空系统及方法 | |
| RU2648480C2 (ru) | Устройство запуска турбонасоса ракетного двигателя | |
| CN113586286A (zh) | 一种液氧甲烷推进剂供应系统 | |
| CN110963059B (zh) | 基于中空纤维膜机载制氮技术的座舱增压增氧装置及方法 | |
| RU2458234C1 (ru) | Способ работы газотурбинного двигателя | |
| CN211711102U (zh) | 基于中空纤维膜机载制氮技术的座舱增压增氧装置 | |
| CN103967650A (zh) | 涡轮风扇发动机 | |
| CN104835543B (zh) | 一种核电站反应堆冷却剂系统喷射器试验系统 | |
| CN110714838A (zh) | 一种采用燃气起动的涡轮喷气发动机 | |
| CN210375609U (zh) | 一种具有隔离装置的激波风洞 | |
| EP3880970B1 (en) | Apparatus and method for evacuating very large volumes | |
| CN204390751U (zh) | 一种核电站反应堆冷却剂系统喷射器试验系统 | |
| CN209892411U (zh) | 一种用于超临界二氧化碳的多级气体压缩系统 | |
| CN209943067U (zh) | 一种超临界二氧化碳压缩系统的分级调压系统 | |
| CN102903399B (zh) | 核聚变弹丸加料推进气多级差分真空抽气系统 | |
| RU2531073C2 (ru) | Способ проведения ремонтных работ в участках секций многониточных трубопроводов и система для его реализации | |
| RU40651U1 (ru) | Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя (варианты) | |
| CN220794036U (zh) | 一种三级液体火箭总体构型 | |
| RU2567413C2 (ru) | Способ ремонта магистрального газопровода и передвижная газоперекачивающая установка для его осуществления | |
| CN112594013B (zh) | 用于有机工质透平轴端密封及工质回收的装置及方法 | |
| CN220134084U (zh) | 一种控制柴油机启动的空气开关供气系统 |
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 |