RU2651703C1 - Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата - Google Patents
Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2651703C1 RU2651703C1 RU2016104857A RU2016104857A RU2651703C1 RU 2651703 C1 RU2651703 C1 RU 2651703C1 RU 2016104857 A RU2016104857 A RU 2016104857A RU 2016104857 A RU2016104857 A RU 2016104857A RU 2651703 C1 RU2651703 C1 RU 2651703C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure
- jet engine
- control unit
- working fluid
- heat pipe
- Prior art date
Links
- 239000012530 fluid Substances 0.000 title claims abstract description 26
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 claims abstract description 19
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims abstract description 10
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims abstract description 5
- 229910052724 xenon Inorganic materials 0.000 abstract description 19
- FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N xenon atom Chemical compound [Xe] FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 18
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 238000009422 external insulation Methods 0.000 abstract 2
- 230000000881 depressing effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 6
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 5
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 4
- 238000009833 condensation Methods 0.000 description 2
- 230000005494 condensation Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 150000003736 xenon Chemical class 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/50—Feeding propellants using pressurised fluid to pressurise the propellants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической технике, а точнее к блоку подачи рабочего тела (РТ), например ксенона, в реактивный двигатель космического аппарата (КА). Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата, содержащий баллон высокого давления, заполненный РТ, например ксеноном, и имеющий выходную магистраль высокого давления с заправочной горловиной и подключенной к двум параллельным понижающим давление магистралям, выходы которых подключены к реактивному двигателю через ресивер, выполненный с наружной теплоизоляцией, как и выходная магистраль высокого давления, выполненный с электрообогревателем, управляемым блоком управления по температурному датчику, и каждая из которых содержит последовательно включенные пускоотсечной клапан, функционально связанный с блоком управления и редуктор давления, наружную изоляцию выходной магистрали высокого давления и ресивера. В предложенном устройстве в каждую из понижающих давление магистралей включены соответственно дополнительный пускоотсечной клапан, функционально связанный с блоком управления и редуктор давления соответственно перед основным пускоотсечным клапаном и редуктором давления, причем указанные участки каждой из понижающей давление магистралей между их дополнительными и основными редукторами выполнены с одним общим устройством теплоподвода одновременно от электронагревателя, управляемого блоком управления по его температурному датчику и от одного общего для обоих указанных участков магистралей конденсатора тепловой трубы, испаритель которой связан в тепловом отношении с баллоном высокого давления, причем тепловая труба выполнена с наружной теплоизоляцией по всей ее длине, как и элементы конструкции устройства, с которыми она связана в тепловом отношении. Конденсатор тепловой трубы связан в тепловом отношении также с ресивером. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы устройства при улучшении его габаритно-массовых характеристик. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к космической технике, а точнее к блоку подачи рабочего тела, например ксенона, в реактивный двигатель космического аппарата (КА).
Работа устройств подачи рабочего тела в двигательную установку (ДУ) КА заключается в подаче в реактивный двигатель рабочего тела из баллона высокого давления с предварительным снижением его давления до рабочего и его подогревом.
Известна корректирующая двигательная установка (КДУ) для аппаратов типа «Ресурс» (книга «Конструирование автоматических космических аппаратов» под редакцией чл.-кор. РАН Д.И. Козлова. Москва, Машиностроение. 1996. Стр. 419-422), включающая: шар-баллоны, датчики давления, электропневмоклапаны, блок редукторов, клапаны наддува, обратные клапаны, полости бака, пневмоклапаны, заправочные горловины, сигнализаторы давления, камеру сгорания.
Недостаток указанной КДУ заключается в большой массе, связанной с использованием двух видов рабочих тел (горючего и окислителя). Кроме того, принципиальная схема КДУ не позволяет обеспечивать работу в двух режимах с разными тягами двигателя, что ограничивает возможности ее применения для ДУ с малыми и большими тягами.
В качестве прототипа выбрана система подачи рабочего тела двигательной установки космического аппарата (патент RU №2293200), содержащая баллон высокого давления, заполненный рабочим телом и имеющий выходную магистраль с установленным в ней дросселем и заправочную горловину, подключенную к выходной магистрали. Выходная магистраль подключена к понижающим давление магистралям, каждая из которых включает последовательно установленные пускоотсечной клапан, функционально связанный с блоком управления, и редуктор давления; ресивер, установленный перед реактивным двигателем, снабженный источником энергии и температурным датчиком.
В указанной системе:
- дроссель выполнен в виде коаксиально установленного в выходной магистрали электронагревателя с резьбовым дросселирующим соединением его наружной поверхности с ее внутренней поверхностью и функционально связанного с блоком управления, причем выходная магистраль выполнена с наружной теплоизоляцией;
- ресивер выполнен со сквозной трубой с оребрением со стороны его полости, в которую установлен электронагреватель, функционально связанный через блок управления с температурным датчиком, установленным на ресивере, выполненным с наружной теплоизоляцией;
- к ресиверу подключен выход дополнительной понижающей давление магистрали, включающей последовательно установленные пускоотсечной клапан и редуктор давления, выполненные аналогично пускоотсечному клапану и редуктору давления в основной понижающей давление магистрали, а вход ее подключен между дросселем и пускоотсечным клапаном основной понижающей давление магистрали.
Недостатки устройства-прототипа заключаются в невозможности достаточно длительного времени непрерывной работы устройства из-за того, что в каждой понижающей давление магистрали применен один редуктор давления, который предназначен понижать давление рабочего тела от 250 (кгс/см2) до 1,75 (кгс/см2). Так как при снижении давления происходит одновременно расширение объема и снижение температуры рабочего тела, то при этом образуется конденсат из газообразного рабочего тела. Нерегулируемое образование конденсата в редукторе давления резко снижает надежность его работы в части обеспечения заданного давления на его выходе (1,75±0,1) кгс/см2. При больших перепадах давления требуется и достаточно большой и быстрый теплоподвод к месту возможного образования конденсата, чтобы исключить его появление. Реализация такого теплоподвода к сложным конструкциям, к которым относится редуктор давления, проблематична и связана не только со снижением надежности устройства, но и с ухудшением его габаритно-массовых характеристик.
Задачи предложенного технического решения: расширение возможностей применения, повышение надежности работы устройства при улучшении его габаритно-массовых характеристик.
Поставленные задачи решены за счет того, что в предложенном блоке подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата, содержащем баллон высокого давления, заполненный рабочим телом и имеющий выходную магистраль высокого давления с заправочной горловиной, подключенную к двум параллельным понижающим давление магистралям, выходы которых подключены к реактивному двигателю через ресивер, выполненный с наружной теплоизоляцией, как и выходная магистраль высокого давления, и с электронагревателем, управляемым блоком управления (БУ) по температурному датчику; каждая из понижающих давление магистралей содержит последовательно включенные пускоотсечной клапан, функционально связанный с БУ, и редуктор давления; в каждую из понижающих давление магистралей включены рядом с уже имеющимися дополнительный пускоотсечной клапан, функционально связанный с БУ, и дополнительный редуктор давления, причем участки каждой из понижающих давление магистралей между редукторами выполнены с возможностью теплоподвода; в качестве устройств теплоподвода в состав устройства введена тепловая труба, испаритель которой связан в тепловом отношении с баллоном высокого давления и с ресивером, причем тепловая труба выполнена с наружной теплоизоляцией по всей ее длине.
Принципиальная схема предложенного блока подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата показана на чертеже фиг. 1.
Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель 1 космического аппарата содержит баллон 2 высокого давления, заполненный рабочим телом и имеющий выходную магистраль 3 высокого давления с заправочной горловиной 4. Магистраль 3 подключена к двум параллельным понижающим давление магистралям 5, 6, выходы которых подключены к реактивному двигателю 1 через ресивер 7, выполненный с наружной теплоизоляцией, как и выходная магистраль высокого давления 3, и с электронагревателем 8, управляемым блоком управления (БУ) 9 по температурному датчику 10. Каждая из магистралей 5 и 6 содержит последовательно включенные пускоотсечные клапаны 15, 11 и редукторы 17, 13 для магистрали 5 и последовательно включенные пускоотсечные клапаны 16, 12 и редукторы 18, 14 для магистрали 6. Пускоотсечные клапаны 15, 11, 16 и 12 функционально связаны с блоком управления 9. При этом участки 19 и 20 каждой из понижающей давление магистралей 5 и 6 между редукторами 17 и 13, 18 и 14 выполнены или с одним общим устройством теплоподвода от электронагревателя 21, управляемого блоком управления 9 по его температурному датчику 22, или от одного общего для обоих указанных участков магистралей 19 и 20 конденсатора 23 тепловой трубы 24, испаритель 25 которой связан в тепловом отношении с баллоном 2 высокого давления, или одновременно от обоих указанных устройств теплоподвода, или для каждого из указанных участков магистралей выполнен отдельный теплоподвод, или от электронагревателя, или от тепловой трубы (на чертеже не показано), выполненными с наружной теплоизоляцией 26 по всей длине тепловой трубы 24.
Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель 1 космического аппарата предназначен для обеспечения подачи газообразного рабочего тела, например ксенона, со стабилизированным давлением на уровне (1,75±0,1) кгс/см2, как с одинарным, так и с двойным расходами в реактивный двигатель 1, который, соответственно, может работать с одинарной или двойной тягой.
Устройство работает следующим образом.
В исходном состоянии баллон 2 высокого давления заправлен рабочим телом, например ксеноном, через заправочную горловину 4 под давлением 250 кгс/см2. Для включения в работу реактивного двигателя 1 в половину максимально возможной мощности посредством блока управления 9 в работу включают электронагреватели 21, 8 и открывают пускоотсечные клапаны 15, 11 на время, необходимое для создания реактивным двигателем импульса для изменения ориентации КА или корректировки его орбиты. При этом ксенон поступает в реактивный двигатель 1, обеспечивая его работу. Необходимое время открытия клапанов 15, 11 вычисляют с учетом требуемой регулировки ориентации КА, или корректировки его орбиты по радиокомандам с Земли, или по командам бортовой вычислительной машиной КА.
При прохождении ксенона через редуктор давления 17 давление ксенона снижается до (40-20) кгс/см2. Одновременно с этим температура его понижается, а затем, проходя через участок 19, понижающей магистрали 5, снова повышается за счет теплоподвода к указанному участку от конденсатора 23 тепловой трубы или от электронагревателя 21 перед поступлением его в редуктор 13, на выходе из которого давление обеспечивается на уровне (1,75±0,1) кгс/см2. Далее газообразный ксенон поступает в ресивер 7 и далее в реактивный двигатель 1, предназначенный для ориентации КА или коррекции его орбиты. Применение двух последовательно установленных редукторов 17 и 13 в понижающей давление магистрали 5 позволяет уменьшить резкое понижение температуры ксенона при снижении его давления от 250 до 1,75 кгс/см2 и, тем самым, облегчить задачу обеспечения подогрева ксенона для исключения образования конденсата, попадания конденсата в редуктор давления 13, что снизило бы стабильность его работы и работы реактивного двигателя 1.
В процессе работы устройства в указанном режиме к участку 19 понижающей давление магистрали 5 и к ресиверу 7 подводится тепло от конденсатора 23 тепловой трубы 24, испаритель 25 которой связан в тепловом отношении с баллоном высокого давления 2, температура которого обеспечивается на уровне (30-35)°C собственным устройством терморегулирования, что позволяет обеспечить их рабочие температуры на уровне не ниже 26°C. В случае выхода тепловой трубы 24 из строя температура участка магистрали 19, ресивера 7 понижается ниже температуры 26°C, при этом блок управления 9 автоматически включает в работу электронагреватели 21 и 8, работа которых управляется по их температурным датчикам 22 и 10 с предельными настройками (30,5±4,5)°C (соответственно выключение и включение электронагревателей).
Устройства подвода тепла позволяют исключить образование конденсата ксенона в указанном режиме работы устройства в редукторе давления 13 и в ресивере 7, обеспечив тем самым стабильное давление их работы и работы реактивного двигателя 1.
Для включения реактивного двигателя 1 в режим с максимальной удвоенной тягой, посредством блока управления 9 одновременно открываются все пускоотсечные клапаны 15, 11 и 16, 12. При этом ксенон поступает в реактивный двигатель 1 одновременно по двум понижающим давление магистралям 5 и 6, выполненным и работающим идентично. Устройство обеспечения рабочих температур участков магистралей 19, 20 и ресивера 7 работает так же как и в описанном случае подачи ксенона в реактивный двигатель 1 по одной понижающей магистрали 5.
Рабочие температуры, приведенные при описании работы устройства, указаны для случая, когда в качестве рабочего тела используется газообразный ксенон. В случае применения в качестве рабочего тела других газообразных или газожидкостных рабочих тел предложенное устройство позволяет обеспечивать соответственно другие рабочие температуры для обеспечения рабочего тела, подаваемого в реактивный двигатель 1 с требуемой температурой. Для чего необходимо соответствующим образом выбрать и установить предельные точки настройки температурных датчиков 22 и 10 в зависимости от требуемой для обеспечения температуры баллона высокого давления 2 и теплопередающей способности примененной тепловой трубы 24.
Таким образом, в предложенном устройстве обеспечено повышение надежности его работы, расширение возможности условий его применения путем обеспечения более длительной непрерывной его работы и с возможностью переменного расхода ксенона, подаваемого в реактивный двигатель 1.
Применение в устройстве одной тепловой трубы 24 и одного электронагревателя 21 для подогрева одновременно двух понижающих давление магистралей 5 и 6, а также для подогрева ресивера 7 указанной тепловой трубой 24 позволило дополнительно повысить надежность работы устройства, а также улучшить его габаритно-массовые характеристики.
Прохождение ксенона через ресивер 7 перед поступлением его в реактивный двигатель 1 сглаживает колебания давления. Применение в нем устройств теплоподвода с применением тепловой трубы 24 и электронагревателя 8 исключает образование конденсата ксенона при внезапном его расширении, поступления конденсата в реактивный двигатель 1 и, тем самым, дополнительно повышает надежность работы предложенного устройства.
Применение наружной теплоизоляции 25 по всей длине тепловой трубы 24, на участках 19 и 20 понижающих давление магистралей 5 и 6 и на электронагревателе 21 позволило повысить эффективность работы вновь введенного устройства обогрева блока подачи ксенона в реактивный двигатель 1, снизить его энергопотребление и, тем самым, улучшить его габаритно-массовые характеристики.
Предложенное устройство в настоящее время проходит заводские отработочные испытания для применения в дальнейшем на КА собственной разработки.
Claims (2)
1. Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата, содержащий баллон высокого давления, заполненный рабочим телом и имеющий выходную магистраль высокого давления с заправочной горловиной, подключенную к двум параллельным понижающим давление магистралям, выходы которых подключены к реактивному двигателю через ресивер, выполненный с наружной теплоизоляцией, как и выходная магистраль высокого давления, и с электронагревателем, управляемым блоком управления (БУ) по температурному датчику; каждая из понижающих давление магистралей содержит последовательно включенные пускоотсечной клапан, функционально связанный с БУ, и редуктор давления, отличающийся тем, что в каждую из понижающих давление магистралей включены рядом с уже имеющимися дополнительный пускоотсечной клапан, функционально связанный с БУ, и дополнительный редуктор давления, причем участки каждой из понижающих давление магистралей между редукторами выполнены с возможностью теплоподвода; в качестве устройств теплоподвода в состав устройства введена тепловая труба, испаритель которой связан в тепловом отношении с баллоном высокого давления и с ресивером, причем тепловая труба выполнена с наружной теплоизоляцией по всей ее длине.
2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что возможность теплоподвода понижающих давление магистралей между редукторами осуществляют с помощью одного общего электронагревателя, или от одного общего для обоих указанных участков магистралей конденсатора тепловой трубы, или одновременно от обоих указанных устройств теплоподвода, или для каждого из указанных участков магистралей выполнен отдельный теплоподвод, или от электронагревателя, или от тепловой трубы.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016104857A RU2651703C1 (ru) | 2016-02-12 | 2016-02-12 | Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016104857A RU2651703C1 (ru) | 2016-02-12 | 2016-02-12 | Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2651703C1 true RU2651703C1 (ru) | 2018-04-23 |
Family
ID=62045722
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016104857A RU2651703C1 (ru) | 2016-02-12 | 2016-02-12 | Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2651703C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2762215C1 (ru) * | 2021-02-15 | 2021-12-16 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Твердотопливная двигательная установка для космического аппарата |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2128783C1 (ru) * | 1996-09-02 | 1999-04-10 | Научно-исследовательский институт машиностроения Министерства оборонной промышленности | Система подачи топлива |
| US6536208B1 (en) * | 1999-01-29 | 2003-03-25 | Astrium Gmbh | Device for supplying fuel for a rocket propulsion unit and heat exchanger to be used in said device |
| EP1568877A2 (fr) * | 1999-12-21 | 2005-08-31 | Centre National D'etudes Spatiales | Système et procédé d'alimentation d'au moins un propulseur-fusée |
| RU2293200C2 (ru) * | 2005-03-11 | 2007-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Способ работы системы подачи рабочего тела двигательной установки космического аппарата и устройство для его осуществления |
-
2016
- 2016-02-12 RU RU2016104857A patent/RU2651703C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2128783C1 (ru) * | 1996-09-02 | 1999-04-10 | Научно-исследовательский институт машиностроения Министерства оборонной промышленности | Система подачи топлива |
| US6536208B1 (en) * | 1999-01-29 | 2003-03-25 | Astrium Gmbh | Device for supplying fuel for a rocket propulsion unit and heat exchanger to be used in said device |
| EP1568877A2 (fr) * | 1999-12-21 | 2005-08-31 | Centre National D'etudes Spatiales | Système et procédé d'alimentation d'au moins un propulseur-fusée |
| RU2293200C2 (ru) * | 2005-03-11 | 2007-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Способ работы системы подачи рабочего тела двигательной установки космического аппарата и устройство для его осуществления |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2762215C1 (ru) * | 2021-02-15 | 2021-12-16 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Твердотопливная двигательная установка для космического аппарата |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110573803B (zh) | 区域能量分配系统和提供机械功并加热区域热能回路的热传递流体的方法 | |
| CN101633411B (zh) | 航天器热控制和液体动量轮一体化执行机构 | |
| CN104828262B (zh) | 航天器用低压液化气推力产生方法 | |
| US10533523B2 (en) | Device for pressurizing propellant tanks of a rocket engine | |
| US9874114B2 (en) | Cogenerating system | |
| CN104775910A (zh) | 一种南极发电舱的温控装置 | |
| RU2651703C1 (ru) | Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата | |
| RU2667845C1 (ru) | Система подачи криогенного топлива | |
| Blinov et al. | Design features and research of electrothermal microthrusters with autonomous heating elements for the purposes of small space vehicle orbital manoeuvring | |
| CN105156881A (zh) | 低温绝热容器智能增压装置及增压方法 | |
| JP2009063266A (ja) | 蒸気生成システム及び蒸気生成方法 | |
| CN111583769B (zh) | 一种深海环境模拟温度控制系统及其使用方法 | |
| JP2007333238A (ja) | 給湯システムの運転方法及び給湯システム | |
| RU2293200C2 (ru) | Способ работы системы подачи рабочего тела двигательной установки космического аппарата и устройство для его осуществления | |
| RU2341675C2 (ru) | Система наддува топливных баков (варианты) | |
| CN204859037U (zh) | 一种低温温差发电装置 | |
| RU2423298C1 (ru) | Двигательная установка ракетного блока | |
| RU2762215C1 (ru) | Твердотопливная двигательная установка для космического аппарата | |
| KR101881556B1 (ko) | 엘피지 액분사 연소장치 | |
| RU2286924C2 (ru) | Двигательная установка ракетного блока | |
| Rezæi et al. | Reducing energy consumption in natural gas pressure drop stations by employing solar heat | |
| JP5056031B2 (ja) | 蒸気生成システム及び蒸気生成方法 | |
| CN204987981U (zh) | 多级传导真空相变加热管 | |
| RU2793269C1 (ru) | Регазификатор-подогреватель газа | |
| RU2708479C1 (ru) | Регазификатор-подогреватель газа |