RU2213943C2 - Method for determination of air-tightness of spacecraft isolated volume in the conditions of space flight - Google Patents
Method for determination of air-tightness of spacecraft isolated volume in the conditions of space flight Download PDFInfo
- Publication number
- RU2213943C2 RU2213943C2 RU2001114566A RU2001114566A RU2213943C2 RU 2213943 C2 RU2213943 C2 RU 2213943C2 RU 2001114566 A RU2001114566 A RU 2001114566A RU 2001114566 A RU2001114566 A RU 2001114566A RU 2213943 C2 RU2213943 C2 RU 2213943C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure
- jet engine
- time
- control
- temperature
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области испытательной техники, в частности к испытаниям на герметичность систем космических аппаратов (КА), имеющих в своем составе изолируемые последовательно или параллельно соединенные объемы, заполненные рабочим веществом, в условиях наземной и орбитальной эксплуатации. The invention relates to the field of testing equipment, in particular to the leak test of spacecraft (SC) systems, which include isolating in series or parallel connected volumes filled with a working substance in ground and orbital conditions.
Известен способ контроля герметичности в атмосферных условиях систем крупногабаритных КА, заключающийся в оценке негерметичности систем КА путем измерения скорости уменьшения давления контрольного газа в системах КА, в том числе в ампулизированной системе по датчикам давления телеметрической системы измерения параметров КА [1]. There is a method of monitoring tightness in atmospheric conditions of systems of large spacecraft, which consists in assessing the leakage of spacecraft systems by measuring the rate of decrease in pressure of the control gas in spacecraft systems, including in an ampouled system using pressure sensors of a telemetric system for measuring spacecraft parameters [1].
Недостатком известного способа является его низкая точность, обусловленная значительными градиентами температур, наличие предварительного тестирования измерительных приборов при помощи образцовых приборов, использование дополнительной вакуумной камеры, в которой устанавливаются средства измерения, отсутствие возможности применения в условиях полета при значительной удаленности и недоступности КА, ограниченности возможностей средств контроля и возможности искажения показаний датчиков. The disadvantage of this method is its low accuracy, due to significant temperature gradients, the availability of preliminary testing of measuring instruments using standard instruments, the use of an additional vacuum chamber in which the measuring instruments are installed, the inability to use it in flight with significant remoteness and inaccessibility of the spacecraft, and limited means control and the possibility of distortion of sensor readings.
Известен способ контроля герметичности отсека КА по скорости изменения давления в отсеке [2], заключающийся в оценке негерметичности систем КА путем измерения или определения скорости уменьшения давления контрольного газа в системах КА по датчикам давления телеметрической системы измерения параметров КА, включающий измерение давления и температуры в контролируемом объеме в начальный момент времени, перепуск газа в течение контрольного времени, с последующим измерением давления и температуры в контролируемом объеме, по измерению давления и температуры определение контрольной скорости изменения давления за контрольное время и контроль герметичности по сравнению контрольной и текущей скорости изменения давления в контролируемом объеме. A known method of monitoring the tightness of the spacecraft compartment by the rate of change of pressure in the compartment [2], which consists in assessing the leakage of spacecraft systems by measuring or determining the rate of decrease in the pressure of the control gas in spacecraft systems using pressure sensors of the telemetric system for measuring spacecraft parameters, including measuring pressure and temperature in a controlled volume at the initial moment of time, gas bypass during the control time, followed by measurement of pressure and temperature in a controlled volume, by measuring pressure temperature and the determination of the control rate of pressure change over the control time and the tightness control in comparison with the control and current rate of pressure change in the controlled volume.
Такие КА, как спутники нового поколения, отличаются размещением основного технологического оборудования без герметичного отсека на каркасе конструкции КА, приводимого в движение двигательной установкой (ДУ), состоящей из протяженных участков магистралей трубопроводов, агрегатов - изолируемых с помощью отсечной арматуры объемов, заполненных рабочим веществом, например газом, и реактивных двигателей (РД) возможно различных типов. При штатной работе предполагается герметичность технологических узлов, систем и агрегатов ДУ. По опыту работы Центра управления космическими полетами (ЦУП) в ходе длительного полета возникает необходимость контроля герметичности систем ДУ непилотируемых автоматических КА с целью прогнозирования длительности его работы путем определения утечек из магистралей ДУ. В случае возникновения течи возможно нарушение режимов работы РД, нарушение ориентации КА и потеря топлива, что сокращает срок службы КА. Благодаря конструктивным решениям, обеспечивающим повышение надежности работы ДУ КА, возможно при своевременном обнаружении места или участка течи избежать потерь топлива путем исключения из работы негерметичного участка. При этом недопустимо прерывание штатной работы КА, например спутника связи типа "Ямал", при проведении контрольных проверок, так как это может привести, в частности, к невозможности возобновления работы КА. Such spacecraft as satellites of a new generation are distinguished by the location of the main technological equipment without an airtight compartment on the frame of the spacecraft structure, driven by a propulsion system (ДУ), consisting of extended sections of pipelines, units - volumes filled with working substance isolated by means of shut-off valves, for example gas, and jet engines (RD) are possibly of various types. During normal operation, the tightness of technological units, systems and assemblies of the remote control is assumed. According to the experience of the Space Flight Control Center (MCC) during a long flight, there is a need to control the tightness of the remote control systems of unmanned automatic spacecraft in order to predict the duration of its operation by identifying leaks from the remote control mains. In the event of a leak, there may be a violation of the taxiway operating modes, a violation of the spacecraft orientation and loss of fuel, which reduces the life of the spacecraft. Owing to constructive solutions that provide increasing the reliability of the spacecraft remote control operation, it is possible to timely detect a leak or a leak site by avoiding fuel loss by excluding an unpressurized section from operation. In this case, interruption of the regular operation of the spacecraft, for example, a Yamal communication satellite, is unacceptable during control checks, as this may lead, in particular, to the impossibility of resuming the spacecraft.
Недостатком известного способа является невозможность его применения для контроля герметичности и определения утечек из эксплуатируемого КА при штатной его работе (периодических кратковременных включениях РД ДУ КА) и с имеющимся фиксированным набором контрольно-измерительного оборудования в условиях недоступности КА. The disadvantage of this method is the impossibility of its application to control the tightness and determine the leaks from the exploited spacecraft during its regular operation (periodic short-term starts of the aircraft remote control of the spacecraft) and with the existing fixed set of control and measuring equipment in the conditions of inaccessibility of the spacecraft.
Техническим результатом предложенного способа является осуществление возможности определения места течи в системе изолированных объемов ДУ и контроля герметичности газонаполненной системы, в том числе ДУ КА, в процессе длительной эксплуатации КА в условиях непилотируемого полета. The technical result of the proposed method is the possibility of determining the location of a leak in the system of isolated volumes of the remote control and monitoring the tightness of the gas-filled system, including the spacecraft remote control, during the long-term operation of the spacecraft in unmanned flight conditions.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения герметичности изолированного объема космического аппарата в условиях космического полета, включающем измерение давления и температуры в контролируемом объеме в начальный момент времени, перепуск газа в течение контрольного времени, с последующим измерением давления и температуры в контролируемом объеме, по измерению давления и температуры определение контрольной скорости изменения давления за контрольное время и контроль герметичности по сравнению контрольной и текущей скорости изменения давления в контролируемом объеме, в отличие от известного в качестве перепуска газа используют выход газа из контролируемого объема при штатной работе реактивного двигателя и за контрольное время принимают время штатной работы реактивного двигателя, производят измерение параметров, характеризующих тягу реактивного двигателя, по которым определяют величину тяги реактивного двигателя при штатной работе за контрольное время и определяют величину тяги по времени работы и определенной величине тяги реактивного двигателя определяют фактический расход газа из контролируемого объема, по которому определяют контрольную скорость изменения давления в контролируемом объеме и по окончании работы реактивного двигателя изолируют контролируемый объем, измерение давления и температуры в контролируемом объеме в течение простоя реактивного двигателя проводят через фиксированные промежутки времени, на каждом из которых определяют текущую скорость изменения давления, по сравнению контрольной и текущей скорости изменения давления контролируют и определяют величину негерметичности контролируемого объема. The specified technical result is achieved by the fact that in the method for determining the tightness of the isolated volume of a spacecraft in space flight conditions, which includes measuring pressure and temperature in a controlled volume at the initial time, gas bypass for a control time, followed by measuring pressure and temperature in a controlled volume, for measuring pressure and temperature, determining the control rate of pressure change over the control time and the tightness control compared to the control At the current and current rate of change in pressure in the controlled volume, in contrast to the known gas bypass, they use the gas output from the controlled volume during the normal operation of the jet engine and take the time of the normal operation of the jet engine for the control time, measure the parameters characterizing the thrust of the jet engine, which determine the thrust of a jet engine during normal operation for a reference time and determine the thrust by the operating time and a certain thrust of a jet engine, the actual gas flow rate is determined from the controlled volume, which is used to determine the control rate of pressure change in the controlled volume and, at the end of the jet engine operation, the controlled volume is isolated, the pressure and temperature in the controlled volume are measured during the idle time of the jet engine at fixed intervals, at each of which determine the current rate of change of pressure, in comparison with the control and current rate of change of pressure, I control and determine the value of a controlled amount of leakage.
Суть изобретения поясняется чертежом, на котором приведена принципиальная схема контроля герметичности изолируемого объема, в частности газонаполненных узлов, агрегатов, участков магистралей ДУ, где реактивный двигатель 1 последовательно связан через отсечной клапан 2 с изолируемым объемом 3, с присоединенными к нему датчиком давления 4 и датчиком температуры 5, и через отсечной клапан 6 с изолируемым объемом 7, с присоединенными к нему аналогичными датчиком давления 8 и датчиком температуры 9. The essence of the invention is illustrated in the drawing, which shows a schematic diagram of the control of the tightness of the insulated volume, in particular gas-filled units, assemblies, sections of the remote control lines, where the jet engine 1 is connected in series through a shut-off valve 2 with an insulated volume 3, with a pressure sensor 4 and a sensor connected to it temperature 5, and through a shut-off valve 6 with an insulated volume 7, with a similar pressure sensor 8 and a temperature sensor 9 connected to it.
Испытания проводятся в процессе эксплуатации КА параллельно с выполнением основных функций испытуемой системы - объединенной двигательной установки (ОДУ)КА, в качестве пробного газа используется рабочее тело (например, газообразный ксенон, Хе, высокой чистоты), в качестве контрольной течи используется управляемый дроссельный элемент системы ОДУ КА, например электрореактивный двигатель M140 или СПД70, давление измеряют датчиками типа МД-6С, МД-40С, температуру - датчиками типа ТП-018 (ТМ-168). The tests are carried out during the operation of the spacecraft in parallel with the performance of the main functions of the test system - the combined propulsion system (ODE) of the spacecraft, a working fluid (for example, gaseous xenon, Xe, high purity) is used as a test gas, and a controlled throttle element of the system is used as a control leak ODE KA, for example, an M140 or SPD70 electric propulsion engine, pressure is measured by sensors of the type MD-6S, MD-40C, and temperature is measured by sensors of the type TP-018 (TM-168).
Способ контроля герметичности изолированных участков систем КА (ОДУ КА), заполненных рабочим веществом, применяющимся для выполнения основных функций системы на этапе эксплуатации, осуществляется следующим образом. The method of monitoring the tightness of the isolated sections of the spacecraft systems (ODE KA) filled with a working substance used to perform the basic functions of the system at the operation stage is as follows.
Проводят измерение давления P1 и температуры T1 в контролируемом объеме V1 в начальный момент времени, затем перепуск газа в течение контрольного времени Δτк, с последующим измерением давления P2к и температуры Т2к в контролируемом объеме. В качестве перепуска газа используют выход газа из контролируемого объема при штатной работе реактивного двигателя и за контрольное время принимают время штатной работы реактивного двигателя. Производят измерение параметров, характеризующих тягу реактивного двигателя, по которым определяют величину тяги реактивного двигателя при штатной работе за контрольное время, например угловым акселерометром измеряют величину углового ускорения КА ε [5] и, зная плечо силы тяги реактивного двигателя l и момент инерции КА относительно центра масс J, определяют величину тяги [4]
R = J•ε/(l•Δτ). (1)
По времени работы и определенной величине тяги реактивного двигателя определяют фактический расход газа из контролируемого объема [3]
Gк=R/ω,
где ω - скорость газа на срезе сопла, для электрореактивных двигателей является характеристикой двигателя, которую можно считать постоянной [3,4]. По измерению давления и температуры проводят определение контрольной скорости изменения давления за контрольное время.Measure the pressure P 1 and temperature T 1 in the controlled volume V 1 at the initial time, then the gas bypass during the control time Δτ k , followed by the measurement of pressure P 2k and temperature T 2k in the controlled volume. As a gas bypass, the gas output from the controlled volume during normal operation of the jet engine is used and the standard time of the normal operation of the jet engine is taken as a control time. The parameters characterizing the thrust of a jet engine are measured, which determine the thrust of a jet engine during normal operation for a reference time, for example, the angular acceleration of the spacecraft ε is measured with an angular accelerometer [5] and, knowing the shoulder of the thrust of the jet engine l and the moment of inertia of the spacecraft relative to the center masses J, determine the amount of thrust [4]
R = J • ε / (l • Δτ). (1)
According to the operating time and a certain thrust of the jet engine, the actual gas flow from the controlled volume is determined [3]
G k = R / ω,
where ω is the gas velocity at the nozzle exit, for electro-jet engines is a characteristic of the engine, which can be considered constant [3,4]. By measuring pressure and temperature, a control speed of pressure change is determined for a control time.
ΔPк/Δτк. (3)
По окончании работы реактивного двигателя изолируют контролируемый объем - участок магистрали ОДУ КА - посредством управляемых отсечных клапанов.ΔP k / Δτ k . (3)
At the end of the operation of the jet engine, a controlled volume is isolated - a section of the trunk of the spacecraft ODE - by means of controlled shut-off valves.
Измерение давления и температуры в контролируемом объеме в течение простоя реактивного двигателя проводят через фиксированные промежутки времени, на каждом из которых определяют текущую скорость изменения давления. По сравнению контрольной и текущей скорости изменения давления контролируют и определяют степень негерметичности контролируемого объема. The measurement of pressure and temperature in a controlled volume during the idle time of a jet engine is carried out at fixed intervals of time, at each of which the current rate of change of pressure is determined. Compared to the control and current speed, pressure changes are monitored and the degree of leakage of the controlled volume is determined.
Техническим заданием в объеме Vi допускается негерметичность не более qi max, где
тогда максимальный допустимый перепад давлений при фиксированной температуре T1 за время Δτ = (τ2-τ1) составит
а давление P* 2 в полости Vi
P* 2 (T1)=P1(T1)-ΔPimax(T1). (6)
При изменении температуры величина конечного давления может измениться в β (T1, T2) раз,
P* 2 (T2)=β•P* 2 (T1), (7)
что, в свою очередь, изменит допустимый перепад давлений ΔР* в конце интервала наблюдений Δτ
ΔP*=P1(T1)-P* 2 (T2). (8)
С учетом (4)-(7) зависимость (8) примет окончательный вид
Объем считается герметичным при условии
(ΔP0i/ΔPi)•(Δτi/Δτ0i)≥1 (10)
на одинаковых интервалах времени Δτ0i = Δτi условие (10) примет вид
ΔP0i/ΔPi≥1. (11)
Величина негерметичности определяется из соотношения
qi = ΔPi•Vi/Δτi (12)
величина утечки массы газа определяется из соотношения
Gi = (ΔPк/ΔPi)•(Δτi/Δτк)•Gк. (13)
При использовании предложенного способа осуществляется возможность контроля герметичности систем КА, заполненных рабочим телом, на этапе эксплуатации и как следствие повысить надежность работы системы ДУ КА и продлить срок эксплуатации КА.The technical specifications in the volume V i allow leakage not exceeding q i max , where
then the maximum allowable pressure drop at a fixed temperature T 1 for the time Δτ = (τ 2 -τ 1 ) will be
and the pressure P * 2 in the cavity V i
P * 2 (T 1 ) = P 1 (T 1 ) -ΔP imax (T 1 ). (6)
When the temperature changes, the value of the final pressure can change β (T 1 , T 2 ) times,
P * 2 (T 2 ) = β • P * 2 (T 1 ), (7)
which, in turn, will change the permissible pressure drop ΔР * at the end of the observation interval Δτ
ΔP * = P 1 (T 1 ) -P * 2 (T 2 ). (8)
Taking into account (4) - (7), dependence (8) will take the final form
The volume is considered leakproof provided
(ΔP 0i / ΔP i ) • (Δτ i / Δτ 0i ) ≥1 (10)
at the same time intervals Δτ 0i = Δτ i condition (10) takes the form
ΔP 0i / ΔP i ≥1. (eleven)
The leakage value is determined from the relation
q i = ΔP i • V i / Δτ i (12)
the amount of leakage of the gas mass is determined from the ratio
G i = (ΔP k / ΔP i ) • (Δτ i / Δτ k ) • G k . (thirteen)
When using the proposed method, it is possible to control the tightness of spacecraft systems filled with a working fluid at the operation stage and, as a result, increase the reliability of the spacecraft remote control system and extend the spacecraft's life.
Литература
1. Патент РФ 2112945, G 01 M 3/00 1996 г.Literature
1. RF patent 2112945, G 01 M 3/00 1996
2. Серебряков В.Н. Основы проектирования систем жизнеобеспечения экипажа космических летательных аппаратов. - M.: Машиностроение, 1983, 160 с. 2. Serebryakov V.N. Fundamentals of the design of life support systems for the crew of spacecraft. - M .: Mechanical Engineering, 1983, 160 p.
3. Фаворский О. Н. , Фишгойт В.В., Янтовский Е.И. Основы теории космических электрореактивных установок: Учеб. пособие для ВТУЗов. - M.: Высшая школа, 1978, 384 с. 3. Favorsky O. N., Fishgoyt VV, Yantovsky E.I. Fundamentals of the theory of space electroreactive installations: Textbook. allowance for technical schools. - M .: Higher school, 1978, 384 p.
4. Раушенбах Б.В., Токарь Е.Н. Управление ориентацией космических аппаратов. - M.: Наука, 1974, 600 с. 4. Raushenbakh B.V., Tokar E.N. Spacecraft orientation control. - M .: Nauka, 1974, 600 p.
5. Каргу Л.И. Измерительные устройства летательных аппаратов: Учеб. пособие для технических вузов. - M.: Машиностроение, 1988, 256 с. 5. Kargu L.I. Measuring devices of aircraft: Textbook. manual for technical universities. - M .: Engineering, 1988, 256 p.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001114566A RU2213943C2 (en) | 2001-05-28 | 2001-05-28 | Method for determination of air-tightness of spacecraft isolated volume in the conditions of space flight |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001114566A RU2213943C2 (en) | 2001-05-28 | 2001-05-28 | Method for determination of air-tightness of spacecraft isolated volume in the conditions of space flight |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2001114566A RU2001114566A (en) | 2003-06-10 |
| RU2213943C2 true RU2213943C2 (en) | 2003-10-10 |
Family
ID=31988168
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001114566A RU2213943C2 (en) | 2001-05-28 | 2001-05-28 | Method for determination of air-tightness of spacecraft isolated volume in the conditions of space flight |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2213943C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2710006C2 (en) * | 2017-09-20 | 2019-12-23 | Акционерное общество "Центр технологии судостроения и судоремонта" (АО "ЦТСС") | Method for testing leakproof container |
| RU2728323C1 (en) * | 2019-12-05 | 2020-07-29 | Акционерное общество "Научно-исследовательский технологический институт им. П.И. Снегирева" | Tightness control method of articles |
| CN115600317A (en) * | 2022-10-17 | 2023-01-13 | 哈尔滨工业大学（Cn） | Manned spacecraft sealed cabin gas leakage failure assessment method and system |
-
2001
- 2001-05-28 RU RU2001114566A patent/RU2213943C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| КОСМОДРОМ/Под общей ред. проф. А.П. ВОЛЬСКОГО. - М: ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО, 1997, с.66-68. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2710006C2 (en) * | 2017-09-20 | 2019-12-23 | Акционерное общество "Центр технологии судостроения и судоремонта" (АО "ЦТСС") | Method for testing leakproof container |
| RU2728323C1 (en) * | 2019-12-05 | 2020-07-29 | Акционерное общество "Научно-исследовательский технологический институт им. П.И. Снегирева" | Tightness control method of articles |
| CN115600317A (en) * | 2022-10-17 | 2023-01-13 | 哈尔滨工业大学（Cn） | Manned spacecraft sealed cabin gas leakage failure assessment method and system |
| CN115600317B (en) * | 2022-10-17 | 2023-06-20 | 哈尔滨工业大学 | Method and system for evaluating gas leakage failure of sealed cabin of manned spacecraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2213943C2 (en) | Method for determination of air-tightness of spacecraft isolated volume in the conditions of space flight | |
| CN108627408B (en) | Fatigue life testing device and method for storage tank metal diaphragm for spacecraft propellant | |
| US3782168A (en) | Method and apparatus for calibrating and testing pressure responsive apparatus | |
| Heltsley et al. | Design and characterization of the Stanford 6 inch expansion tube | |
| CN108387346A (en) | A kind of airtight leak detection system of liquid-propellant rocket engine Propellant Supply pipeline and method | |
| FR2888898A1 (en) | Energy reserve accumulator`s e.g. metal bellows hydraulic accumulator, state controlling method for e.g. airplane, involves determining duration to pass from one preset pressure to another, and comparing duration with reference time | |
| US4617826A (en) | Test system for air data sensor | |
| EP2100118B1 (en) | Condition monitoring of a component or structure using fluid flow | |
| Abul-Huda et al. | Design and characterization of the Michigan hypersonic expansion tube facility (MHExT) | |
| CN104062081A (en) | Remotely-controlled wide-range gas leakage rate detection device | |
| CN116222881A (en) | Airtight test structure and method for propelling system with metal membrane storage tank | |
| Dipirro et al. | The superfluid helium on-orbit transfer (SHOOT) flight experiment | |
| RU2402002C1 (en) | Method of monitoring airtightness of hydraulic system filled with working medium for controlling temperature of manned spacecraft, fitted with hydropneumatic compensator of temperature change of volume of working medium | |
| RU2324628C2 (en) | Method of condition diagnostics of fuel tank separator of displacing system of fuel supply to space object | |
| RU2487331C2 (en) | Method to detect location of leak in closed hydraulic manifold equipped with flow booster and hydraulic-pneumatic compensator of temperature change of working fluid volume | |
| GB2049954A (en) | Improvements in or relating to apparatus for testing aircraft instruments | |
| RU2242736C2 (en) | Method of measuring flight thrust of hypersonic ramjet engine of unmanned hypersonic flying laboratory | |
| RU2246102C1 (en) | Method of inspecting leak-proofness of spacecraft temperature control hydraulic system provided with hydropneumatic compensator and supplied with heat-transfer agent | |
| Ivison et al. | Commissioning Ludwieg Mode with Isentropic Compression Heating for the Oxford High Density Tunnel | |
| RU2297372C2 (en) | Method of filling the hydraulic temperature control systems of spacecraft with heat-transfer agent equipped with hydro-pneumatic volume expansion compensator of working medium | |
| Minucci et al. | A New Combustion-Driver 1.1 m Diameter Hypersonic Shock Tunnel to Simulate Mach 10 Flight Conditions | |
| RU2304072C2 (en) | Method of diagnosis of insoluble gas inclusions in spacecraft hydraulic systems filled with working media | |
| US3092992A (en) | Apparatus and method for testing solid propellant for aging | |
| RU2713308C2 (en) | Method of measuring gas mass during operation of low-thrust rocket engine in mode of single inclusions, in pulse modes and device for implementation thereof | |
| CN111948553B (en) | Battery explosion detection system and method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160529 |