Помощь в написании студенческих работ
Антистрессовый сервис

Исследование и разработка системы измерения расхода газообразного рабочего тела для испытательного стенда электроракетного двигателя

Диссертация: Исследование и разработка системы измерения расхода газообразного рабочего тела для испытательного стенда электроракетного двигателя
ДиссертацияПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

Итак, недостатки расходомеров типа РРГ состоят в том, что, во-первых, это расходомеры не вакуумного исполнения и имеют «нулевое разнесение», в силу чего они размещаются вне вакуумной камеры стендаво-вторых, они не имеют системы термокомпенсациив-третьих, они не могут определять температуры газового потока и внешней среды до и во время измерений. Поэтому испытание одного и того же двигателя… Читать ещё >

Исследование и разработка системы измерения расхода газообразного рабочего тела для испытательного стенда электроракетного двигателя (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

Содержание

  • ГЛАВА 1. СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ РАСХОДА ГАЗА
    • 1. 1. Электроракетные двигатели и новые полетные задачи. космических аппаратов
    • 1. 2. Стендовая система подачи рабочего тела, ее недостатки
    • 1. 3. Анализ результатов испытаний комплектующих и двигателей
      • 1. 3. 1. Блок газораспределения и комплектующие
      • 1. 3. 2. Статистический анализ результатов испытаний двигателей
    • 1. 4. Принципы и средства определения расхода газа
    • 1. 5. Тепловые расходомеры. Термокомпенсация в расходомерах
    • 1. 6. Требования к измерительной системе и к показателям. расходомера газа
  • ГЛАВА 2. МЕТОД АВТОНОМИЗАЦИИ ТЕПЛОВОГО РАСХОДОМЕРА
    • 2. 1. Выбор типа термоприемника и определение его параметров
    • 2. 2. Конструкция газодинамического тракта
    • 2. 3. Принцип работы системы термостабилизации теплоносителя
    • 2. 4. Тепловая модель газодинамического тракта
    • 2. 5. Теплообменник и расчет его параметров
    • 2. 6. Оценка чувствительности системы термостабилизации
  • ГЛАВА 3. ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА ТЕПЛОВЫХ РАСХОДОМЕРОВ
    • 3. 1. Функциональная схема расходомера
    • 3. 2. Тепловые модели измерительной системы расходомера
      • 3. 2. 1. Расходомер постоянной мощности
      • 3. 2. 2. Расходомер с постоянным температурным напором
      • 3. 2. 3. Расходомер с задаваемым значением чувствительности
      • 3. 2. 4. Расходомер переменной мощности
    • 3. 3. Оценка тепловой инерции измерительной системы
    • 3. 4. Анализ влияния помехосоздающих факторов
  • ГЛАВА 4. КОНСТРУКЦИЯ РАСХОДОМЕРОВ
    • 4. 1. Корпус расходомера
    • 4. 2. Фланец
    • 4. 3. Теплообменник
    • 4. 4. Газораспределительная камера с каналами
    • 4. 5. Размещение термистора в канале
    • 4. 6. Лабораторная система измерения расхода газа
  • ГЛАВА 5. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ
  • МОДЕЛЕЙ РАСХОДОМЕРОВ
    • 5. 1. Исследование схемы резистивного деления напряжения
    • 5. 2. Результаты экспериментального исследования расходомеров
      • 5. 2. 1. Оценка температурной автономности расходомера
      • 5. 2. 2. Оценка постоянства задаваемых параметров
      • 5. 2. 3. Расходные характеристики расходомеров
        • 5. 2. 3. 1. Режим постоянной мощности
        • 5. 2. 3. 2. Режим постоянного температурного напора
        • 5. 2. 3. 3. Режим переменной мощности
      • 5. 2. 4. Исследование ориентационной зависимости
    • 5. 3. Анализ результатов и оценка их объективности
    • 5. 4. Результаты имитационных экспериментов
      • 5. 4. 1. Исследование работы расходомера в вакуумной камере
      • 5. 4. 2. Расходные характеристики ксенона
      • 5. 4. 3. Учет изменения давления газа на входе в расходомер
      • 5. 4. 4. Исследование влияния электромагнитной помехи
    • 5. 5. Методика выполнения измерений расхода на стенде

Особенностью динамики полета космического аппарата (КА) является то, что для межорбитальных переходов (изменение высоты, наклонения и других параметров орбиты, перехода с орбиты на траекторию спуска и т. п.) и поддержания определенной ориентации КА в космическом пространстве, он должен иметь бортовую энергосиловую установку (ЭСУ), содержащую энергетическую установку (ЭУ) и реактивную двигательную установку (РДУ).

К бортовым РДУ, работающим в условиях невесомости, предъявляются различные требования по: длительности активного существования (САС), мощности, ресурсу, тяге, суммарному импульсу, величине удельного импульса тяги, точности поддержания тяги и удельного импульса тяги, по величине тяги и ее направлению, количеству включений, импульсу последействия и т. д.

В настоящее время достаточно широко используются двигательные установки, базирующиеся на электроракетных двигателях малой тяги (ЭРД МТ), а сравнительно высокое отношение тяги к мощности, обеспечиваемой ЭРД МТ, является важным фактором в случае, если существен вопрос времени полета КА.

Число задач, решаемых ЭРД, увеличивается, и возрастают требования к тяговым, удельным и ресурсным характеристикам двигателей. В современных технических заданиях на разработку электроракетных двигателей одним из основных является требование обеспечения срока активного существования КА до 12. 15 лет, что возможно при существенном увеличении суммарного импульса и ресурса ЭРД до 6-^-9-и тысяч часов и более. Кроме того, в перспективных программах в ходе выполнения маневров требуется многорежимность работы ЭРД по мощности, тяге, скорости истечения рабочего тела. Эти требования существенно усложняют и удорожают разработку и создание новых двигателей, что определяет необходимость исследования характеристик уже существующих ЭРД и выявление возможностей улучшения их параметров, а также разработки эволюционных моделей ЭРД для решения новых полетных задач КА, в том числе, — маршевых. Именно поэтому проблемам ЭРД посвящено множество как теоретических [1−15], так и экспериментальных исследований, наиболее значимые из которых приведены в работах [16−61].

Для повышения эффективности КА необходима оптимизация его характеристик, в первую очередь, массовых. Она использует, в частности, оптимизацию по массе или эффективности использования ЭСУ. Определять оптимальную массу ЭСУ удобнее, т.к. имеется больше возможностей для обоснованных оценок массы ее систем — ЭУ и ЭРДУ. К тому же удельные параметры, характеризующие их удельные массы, аддитивны.

Поэтому массовый критерий качества ЭСУ используется чаще всего [3].

Активные исследования в области ЭРД начаты в России около 50 лет назад. За прошедшее время изучены практически все известные типы электрических ракетных двигателей. К настоящему времени наибольшие успехи достигнуты в разработке и практическом применении стационарных плазменных двигателей (СПД). Летные образцы СПД были разработаны в ОКБ «Факел» при активном участии РНЦ «Курчатовский институт» и других научно-исследовательских организаций [10].

В России уже более 25 лет используются холловские ЭРД типа СПД на геостационарных КА (спутниках серии «Космос», «Луч», «Галс», «Экспресс» и др.) разработки НПО ПМ. В последнее время СПД стали применяться и на КА других разработчиков, как российских (РКК «Энергия», НПО им. С. А. Лавочкина, ГКНПЦ им. М.В. Хруничева), так и зарубежных. На начало 2006 года в составе КА в космос выведены 240 СПД, более половины из которых продолжают эксплуатироваться. Суммарная наработка этих двигателей составила более 20 тыс. часов.

Первые летные испытания СПД в России состоялись еще в 1970;х гг. Так, в 1971 г. электроракетная двигательная установка на базе СПД-60 была испытана в космосе в составе КА «Метеор» .

Штатная эксплуатация серийных холловских двигателей типа СПД начата в 1982 г., когда на борту геостационарного КА «Поток» разработки НПО ПМ была установлена ЭРДУ на базе СПД-70. В состав ЭРДУ входили 4 двигателя СПД-70, установленных на КА по два в восточном и в западном направлениях. ЭРДУ позволяла решать задачи приведения и коррекции орбиты в направлении западвосток. В период с 1982 по 2006 г. на орбиту выведено 15 геостационарных КА «Космос» и «Луч» разработки НПО ПМ с 60 двигателями СПД-70. Эти двигатели также были установлены на геостационарном КА KazSat разработки ГКНПЦ им. М. В. Хруничева, выведенном на орбиту в 2006 г [10,19−36].

С 1994 г. в космосе эксплуатируются двигатели СПД-100 с номинальной тягой 83 мН в составе геостационарных связных КА серий «Галс», «Экспресс», «Экспресс — А», «Экспресс — AM» и Sesat разработки НПО ПМ. ЭРДУ состоит из 8 двигателей и позволяет решать задачу поддержания точки стояния КА на орбите в направлении север-юг и запад-восток, обеспечивая суммарный импульс тяги ~ 2000 кН-с. По состоянию на начало 2006 г. на геостационарную орбиту выведены два КА «Галс», два КА «Экспресс», три КА «Экспресс — А», пять КА «Экспресс — AM», и один КА, изготовленный по заказу организации Евтелсат [10].

Кроме того, двигатели СПД-70 применялись и применяются для коррекции орбит геостационарных связных КА «Купон» разработки НПО им. С. А. Лавочкина и КА «Ямал.

100″ и «Ямал-200» разработки PICK «Энергия». При эксплуатации в составе КА серии «Ямал» эти двигатели обеспечивают коррекцию орбиты как по долготе, так и по наклонению [10,15−18].

Применение ЭРДУ с СПД позволило увеличить срок активного существования (САС) КА серии «Галс» и «Экспресс» с 2.3 лет до 5.7 лет, Ка серии «Экспресс — А», Sesat, «Ямал-100» — до 10 лет и КА «Экспресс-АМ» — до 12 лет [10].

Начиная с 2005 г. СПД-100 также используется для коррекции орбиты низкоорбитального спутника дистанционного зондирования Земли «Монитор-Э» разработки ГКНПЦ им. М. В. Хруничева.

Кроме того, в космосе испытываются некоторые новые российские разработки. Так, в 1998;1999 гг. были проведены первые летные испытания холловского двигателя ДАС на американском KaSTEX. В результате работы двигателя TAL-WSF, созданного в ЦНИИмаш на базе двигателя Д-55, высота первоначальной орбиты спутника была увеличена на 650 м. В июне 2002 г. были начаты летные испытания холловского двигателя КМ-5 разработки Центра Келдыша в составе серийного геостационарного связного КА «Экспресс-А» разработки НПО ПМ. Двигатель используется для коррекции орбиты в направлении север-юг. По состоянию на январь 2008 г. двигатель проработал на орбите 1400 ч. при 800 включениях [10].

В целом за период с 1982 по 2005 г. на орбиту выведены 28 геостационарных КА связи разработки НПО ПМ, в составе которых использовались и используются 164 СПД [10].

Востребованность СПД объясняется, прежде всего, его существенно более высоким удельным импульсом тяги в сравнении с химическими двигателями (ЖРД, РДТТ). Кроме того, он обладает относительно простой конструкцией и достаточно высокой надежностью. Достаточно простыми являются также системы хранения и подачи (СХП) рабочего тела в двигатель, системы его электропитания и регулирования [1−3,10].

ЭРД относятся к двигателям с разделенными источниками энергии и массы рабочего тела, поэтому эффективность их использования определяется удельной массой двигательной установки (ДУ) на их основе по мощности энергопотребления — уду (кг/кВт) и суммарному импульсу тяги — /2ду (Н-с). Совершенство ДУ можно охарактеризовать величиной эффективного удельного импульса тяги ДУ, представляющим отношение суммарного импульса к массе ДУ, в которую входит и масса СХП. И одной из целей разработки ДУ может являться уменьшение его удельной массы и, тем самым, увеличение полезной нагрузки космического аппарата [3].

Значительный вклад в массу ДУ вносит масса баков с рабочим телом (РТ). Поэтому при разработке ДУ важно правильно определять необходимый для выполнения задач ДУ запас рабочего тела. На практике масса РТ рассчитывается по экспериментально измеренным на испытательном стенде массовому расходу РТ в двигатель и требуемому времени работы двигателей. Поэтому актуальной является задача достоверного измерения расхода РТ на стенде независимо от условий, при которых осуществляется измерение. Ее решение будет способствовать, в конечном итоге, снижению массы ЭРДУ в целом.

При создании СПД требуется проведение большого объема экспериментальной наземной отработки, включающей длительные (до 10 тыс. часов) огневые испытания. При этом важнейшей задачей является обеспечение надежного измерении основных параметров двигателя: силы тяги, потребляемой мощности, расхода ксенона, определяющих его тяговую эффективность. С учетом малости величин силы тяги и расхода, при испытаниях СПД используются специальные средства измерений. Среди этих средств наибольшие проблемы создают:

• система измерения силы тяги — вследствие того, что необходимо минимизировать сопротивление из-за «жесткости» подводящих магистралей;

• система измерения малых расходов ксенона, главной проблемой которого является обеспечение независимости результатов измерений от внешних условий испытательного стенда во время испытаний.

Анализ состояния типовых систем измерения основных параметров двигателя показывает, что, если для систем измерения силы тяги найдены приемлемые решения, то системы измерения расхода рабочего тела остаются одним из «слабых» звеньев, так как типовая система измерений расхода, применяемая в ОКБ «Факел» , — ведущем предприятии России в области разработки и производства летных образцов СПД, а также в ряде других организаций России, не обеспечивает паспортной узости нормальной области значений влияющих физических величин, и, как следствие, приемлемой воспроизводимости результатов измерений. Недостатки стендовой системы подачи ксенона (ССПК) обусловлены наиболее часто используемым в ней средством измерения — тепловым расходомером типа РРГ (или расходомером фирмы «MKS Instruments» [62,63]).

Для измерения расхода ксенона используется метод, базирующийся на тепловом принципе измерения, а средством измерения служит тепловой, калориметрического типа расходомер РРГ. В области малых расходов — 0,1+20 мг/с — факторами, оказывающими определяющее влияние на результат измерения, являются: температуры контролируемого газового потока и внешней средытермогравитационный компонент естественной конвекции при различной ориентации в пространстве направления течения потока. Однако применяемое средство измерения — расходомер РРГ (или фирмы «MKS.

Instruments") — не обеспечивает независимость результата измерения от указанных факторов, так как: он не имеет системы термокомпенсацииориентационная независимость обеспечивается в пределах углов отклонения от горизонтали в пределах ± 5°. Отсутствие температурной независимости заменяется ограничением на допустимые различия в температурах — не более, чем на ± 0,5^-2° С, обеспечить которое в реальных условиях практически невозможно. Кроме того, расходомер находится вне вакуумной камеры стенда. В этом случае он отделен от размещенных в камере блока газораспределения и управления расходом (термодроссель с жиклерами) арматурой, что требует внесения поправок в показания расходомера.

Исключить влияние арматурного объема, возможных утечек, перетечек газа в газовом тракте стенда можно путем размещения расходомера в вакуумной камере стенда перед блоком газораспределения. Однако осуществить это с помощью промышленно освоенных тепловых расходомеров невозможно вследствие того, что, вдобавок к отмеченным выше недостаткам, для этих расходомеров характерно следующее: эти расходомеры не вакуумного исполнениядатчик расхода и электронный блок совмещены в едином корпусе (нулевое разнесение).

Итак, недостатки расходомеров типа РРГ состоят в том, что, во-первых, это расходомеры не вакуумного исполнения и имеют «нулевое разнесение», в силу чего они размещаются вне вакуумной камеры стендаво-вторых, они не имеют системы термокомпенсациив-третьих, они не могут определять температуры газового потока и внешней среды до и во время измерений. Поэтому испытание одного и того же двигателя на разных стендах приводит к разным результатам: если по силе тяги отличия лежат в диапазоне (-1,1%)-^(+1,9)%, то по суммарному расходу диапазон значительно шире: (-4,4%)-^(—15)%. При измерениях малых катодных расходов различия в результатах могут охватывать диапазон ±17%.

При дросселировании газа в стендовой системе подачи его температура изменяется, однако определить эти изменения с помощью РРГ для внесения температурных поправок в силу указанных выше причин невозможно. Влияние температурных условий особенно заметно сказывается при проведении ресурсных испытаний, длительностью в месяцы. Неустранимое влияние температурных условий на показания расходомера снижает воспроизводимость результатов измерений параметров двигателя.

Из приведенного выше следует, что требование к точности измерений не является в данном случае определяющим, т.к. без знания уровней: утечек газа внутри камеры, влияния давления и температурных условий, высокая точность измерений не обеспечит и высокую их достоверность. Погрешность используемой системы измерения расхода по оценкам ОКБ «Факел» составляет ~ 3-МУо (на стендах NASA — 2%). Статистическая обработка результатов испытаний: блоков газораспределения (объем выборки 55) показала, что максимальный диапазон различий составляет (— 10)" К+8,3)%- а в случае двигателей (объем выборки 193) диапазон различий составляет: по силе тяги и по расходу ~ ±3%, по удельному импульсу ~ (— 5)-^-(+7,5)%. Однако воспроизводимость результатов испытаний на разных стендах, как показано выше, недостаточна. С расходом в двигатель связаны сила разрядного тока и разрядная мощность, сила тяги, удельный импульс, запас рабочего тела (Мрт), поэтому достоверное определение расхода РТ в двигатель при его разработке, доработке, проведении огневых, параметрических, тепло-вауумных и приемосдаточных испытаний является одной из важнейших задач. Для ее решения необходимо разработать метод, обеспечивающий высокую воспроизводимость результата измерения независимо от указанных выше влияющих факторов с сохранением приемлемых точности и чувствительности, а так же возможность размещения расходомера в вакуумной камере стенда. Использование такого метода при испытаниях ЭРД, в том числе и ресурсных, должно обеспечивать достоверное определение параметров ЭРД. Таким образом, тема работы, посвященной решению названной задачи, является актуальной.

С учетом изложенного целью данной работы является разработка системы измерения расхода рабочего газа для наземной отработки ЭРД с исключенными или минимизированными погрешностями, обусловленными влиянием внешних факторов.

Для достижения этой цели необходимо было решить следующие задачи:

• разработать метод, обеспечивающий возможность размещения расходомера в вакуумной камере стенда и независимость результата измерения от указанных выше влияющих факторов (т.е.высокую воспроизводимость) с сохранением приемлемых точности и чувствительности;

• провести анализ существующих средств измерения расхода газа, и определить их возможности, недостатки и ограничения по диапазонам измерений;

• провести анализ процессов теплообмена в тепловых расходомерах, наиболее пригодных для измерения малых расходов газа, а также анализ факторов, влияющих на показатели теплового расходомера, разработать способы их оптимизации;

• разработать принципы проектирования и создать действующие модели тепловых расходомеров новых схем с требуемыми характеристиками;

• разработать методику и провести экспериментальное определение показателей созданных моделей расходомеров новых схем;

• разработать рекомендации по применению созданных расходомеров новых схем в практике испытаний ЭРД на стендах.

При решении сформулированных задач были разработаны физические модели тепловых систем расходомеров, проведены расчеты их параметров. Это позволило теоретически обосновать целесообразность применения выбранных физических принципов и конструкторских решений при разработке расходомеров новых схем, а так же оптимизировать процессы теплообмена в них.

По результатам проведенных исследований изготовлены опытные экземпляры расходомеров новых схем, не имеющие аналогов по своим показателямпроведены эксперименты, имитирующие условия работы расходомера в вакуумной камере стенда, в том числе, при работающем двигателе, подтвердившие работоспособность созданных расходомеров в таких условияхразработаны рекомендации по применению созданных расходомеров и реализации метода определения расхода в стендовой системе подачи ксенона.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

.

По результатам представленной работы можно сделать следующее заключение:

1. Разработан и экспериментально обоснован новый метод измерения расхода инертных газов, базирующийся на тепловом принципе измерения и на моделях расходомеров новых схем, как средстве измерения, и обеспечивающий: • возможность проведения измерений в вакуумной камере стенда;

• полную независимость показаний расходомера от температур входящего газового потока и внешней среды с помощью пространственно распределенного теплообменника автоматически управляемой мощности;

• ориентационную независимость путем использования многоканального расходомера с направлением потока в измерительные каналы в противоположных направлениях;

• возможность определения температур газового потока и внешней среды;

• многопараметричность расходомеров, обусловливающая замкнутость метода измерения.

2. Созданы и экспериментально исследованы не имеющие аналогов модели расходомеров для систем измерения расхода, используемых при наземной отработке современных ЭРД, с точностью измерения расхода инертных газов не хуже 2%. При этом показано, что модели расходомеров обеспечивают:

• реализуемость разработанных эффективных методов оптимизации тепловых процессов в системе, заключающихся в организации работы тепловой системы в режимах с постоянным температурным напором и переменной мощности внутреннего тепловыделения;

• высокую чувствительность расходомера с постоянным температурным напором, постоянную по диапазону расхода на задаваемом уровне 2+2,8 В/(мг-с" ') и не зависящую от рода контролируемой текучей среды, а средняя чувствительность расходомера переменной мощности в исследованном диапазоне расхода составляет ~ 2,3+6,4 В/(мг-с-1);

• большую величину (без схем усиления) выходного сигнала — у расходомера с >90 =сопз1 75+135 В, у расходомера переменной мощности ~ 120+180 В и 120+60 В, что обусловливает высокую точность измерения расхода, помехозащищенность и надежность расходомеров;

• высокую сходимость результатов измерений — не хуже 0,2%;

• значительную величину доступного измерению диапазона расхода — до 100 мг/с, верхняя граница диапазона может понижаться диафрагмированием проходного сечения каналов, изменением их количества, уменьшением температурного напора. При этом номинальная погрешность созданных моделей расходомеров определяется погрешностью калибратора.

3. Разработаны рекомендации по применению созданных расходомеров в практике испытаний ЭРД и предложена методика измерения расхода в двигатель с помощью этих расходомеров, встроенных в стендовую систему подачи рабочего тела.

Показать весь текст

Список литературы

  1. А.И. Введение в плазмодинамику. — 2-ое изд. испр. и доп. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2008. 616 с.
  2. Модель космоса: Научно информационное издание: В 2-х т. / Под ред.
  3. М.М. Панасюка, Л. С. Новикова / М.: КДУ, 2007. 1144 с.
  4. Л. А., Латышев Л. А., Пономарев-Степной H.H., Севрук Д. Д.,
  5. В.Б. Теория и расчет энергосиловых установок космических летательных аппаратов М.: Изд-во МАИ, 2001. 480 с.
  6. Г. А. Современные электрические ракетные двигатели космических аппаратов и их применение. Научный семинар НИИПМЭ МАИ, 1997.
  7. .А. Исследование и разработка катодов нового поколения для стационарных плазменных двигателей. Докт. дисс. ОКБ «Факел», 1998.
  8. А.И., Ким В.П. Современное состояние физических исследований в УЗДП. В кн. «Плазменные ускорители и ионные инжекторы». М.: Наука, 1984.
  9. Л.А., Чуян Р. К. Оптимизация параметров ЭРД. М.: Машиностроение, 2000.
  10. Н.В., Ким В.П., Оранский А. И., Тихонов В. Б. Стационарные плазменные двигатели. Харьков.: Изд-во ХАИ, 1989, 316 с.
  11. С.Ю. Исследование характеристик стационарных плазменных двигателей при длительной работе. Канд. дисс. Библиотекака ОКБ «Факел», 2004.
  12. O.A., Муравлев В. А., Шагайда A.A. Холловские и ионные плазменные двигатели для космических аппаратов. М.: Машиностроение, 2008. 280 с.
  13. A.A., Тимашев C.B., Иванов В. П. Энергетические системы космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1979.320 с.
  14. Энергетические установки для космических аппаратов. Сб. статей. Под ред. Невяровского Д. Д. М.: Изд-во МИР, 1964. 395 с.
  15. О.И. Солнечные высокотемпературные космические энергодвигательные установки. М.: Машиностроение, 1987. 248 с.
  16. Космические аппараты / Под общей ред. К. П. Феоктистова. М.: Воениздат, 1983. 319 с.
  17. Popov G., Obukhov V., Koulikiv E., Kim V., et. al. Phobos-Soil Mision Scenario and Feasibility Study IAF-01-Q.3.b.04 // 52nd Internationel Astronautical Congress. 2001.
  18. Popov G., Obukhov V., Murashko V., Koryakin A., Pridannikov S., et. al. Development of Electric Propulsion System Based on SPT-140 for «Phobos-Soil» Mission. IAF-01-Q.3.b.05. // 52nd Internationel Astronautical Congress. 2001.
  19. Г. А., Обухов В. А., Приданников С. Ю., и др. Автоматический космический комплекс по доставке на Землю образцов грунта Фобоса. Эскизный проект, книга 3, часть 1 «Электроракетная двигательная установка». ОКБ «Факел» НИИПМЭ МАИ. 2001.
  20. М. Kazeev, G. Popov, N. Antropov, et. al. Dinamics and distribution of electron density in the channel of pulsed plasma thuster. // 38th ALAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Exibit, AIAA 2002−2054. 2002.
  21. G. Popov, N. Antropov, G. Dyakonov, V. Tyulin, V. Yakovlev, Experimental study of plasma parameters in high-efficiency pulsed plasma thruster. // 27th IEPC. 2001, IEPC. AIAA-01−163.2001.
  22. V. Kim, G. Popov, V. Tikhonov, et. al. Modern Trends of Electric Propulsion Activity. // 26th IEPC. Kitakyushu, Japan, 1999.
  23. R. Gnizdor, V. Kim, K. Kozubski, et. al., Performanse and Qualification Status of SPT-140 for «Fobos-Soil» Mission // 26th IEPC. AIAA-99−090. 1999.
  24. , В. Файф, M., МакФолл, К., Янковски, P., и Мэсон, Jl. Состояние испытаний в США холловского двигателя СПД-140 на основе высокоэффективной холловской системы AIAA-2000−1053, 2000.
  25. Kozubski К., Maslennikov N., Rumiantzev A., Pridannikov S. Study of Long Operation Capacity of Stationary Plasma Thruster SPT-140 at Power 3500 W // 26th IEPS. AIAA-99−120. 1999.
  26. , Дж.М., Хааг, T.M., Манцелла, Д. Оценка параметров двигателя СПД-140 мощностью 4,5 кВт // 24th IEPC. AIAA-95−30. 1995.
  27. Kim V., Kozlov V., Kozubski K., Lyszyk M., et. al. Investigation of the anode configuration influence on the PPS-1350 laboratory model plume divergence // 34th Joint Propulsion Conference. AIAA-98−3787. 1998.
  28. Bober A., Day M., Maslennikov N., Popov G., Rylov Y. Development and Application of Electric Propulsion Thruster in Russia//23th IEPC. AIAA-93−001. 1993.
  29. D. Valentian, N. Maslennikov. The PPS-1350 program // 25th IEPC. AIAA-97−134. 1997.
  30. M. Lyszyk, E. Klinger, D. Bugeat, D. Valentian C. Gelas Development status of the PPS-1350 Plasma Thruster //34th Joint Propulsion Conference. AIAA 98−3333. 1998.
  31. M. Lyszyk, E. Klinger, et al. Qualification Status of the PPS-1350 Plasma Thruster // 35th Joint Propulsion Conference. AIAA 99−2278. 1999.
  32. V. Gopantchuk, K. Kozubski, N. Maslennikov, S. Pridannikov Performance of Stationary Plasma Thruster PPS-1350 and its Qualification Status in Russia // 26th IEPC. AIAA-99−086. 1999.
  33. M. Day, R. Gnizdor, К. Kozubski, et. al. SPT-100 Life Test with Single Cathode up to Totel Impulse Two Million Nsec // 34lh Joint Propulsion Conference. AIAA 98−3790. 1998.
  34. M. Bekrev, M. Day, S. Pridannikov, et. al. Integrated Test of an SPT-100 Subsystem // 33th Joint Propulsion Conference. AIAA 97−2915. 1997.
  35. M. Day, N. Maslennikov, T. Randolph, W. Rogers. SPT-100 Subsystem Qualification Status // 32th Joint Propulsion Conference. AIAA 96−2713. 1996.
  36. B. Arkhipov, A. Bober, R. Gnizdor, et. al. The Results of 7000 Houer SPT-100 Life Testing //24th IEPC. AIAA-95−039. 1995.
  37. C. Garner, J. Brophy, J. Polk, L. Pless Cyclic Endurase Test of a SPT-100 Stationary Plasma Thruster // 3rd Russia-German Conference on Electric Propulsion Engines and Their Technical applications. 1994.
  38. J. Sankovic, et. al. Performance Evaluation of the Russian SPT-100 Thruster at NASA LeRC // 23rd IEPC. AIAA-93−094. 1993.
  39. Randall S. Aadland, et al. Xenon Propelent Management System for 40 cm NEXT Ion Thruster // 9th AIAA/ASME/SAE//ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. AIAA-2003−4880. 2003.
  40. J. Fisher, A. Wilson, et al. The Development and Qualification of a 4,5 kW Hall Thruster Propulsion System // 39 AIAA/ASME/SAE//ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. AIAA-2003−4551.2003.
  41. А.И., Масленников H.A., Морозов А. И. Законы подобия интегральных характеристик в УЗДП. Ракетные двигатели и энергетические установки. Научно-технический сборник. Выпуск 3 (131). Москва, НИИТП, 1991. С. 23−33.
  42. D.H., Yacobson D.T., Д.Т., Yankovsky R.S. High voltage SPT performanse // 37th Joint Propusion Conference and Exhibit. AIAA-2001−3774.2001.
  43. С. Олесон, P. Майерс. Усовершенствованная ДУ для выведения на геостационарную орбиту и для удержания направления север-юг // 24th IEPC. AIAA-95−2513. 1995.
  44. С. Олесон. Электрическая ДУ для низкоорбитальных спутников связи // 33th Joint Propulsion Conference. AIAA 97−2915. 1997.
  45. , Дж.М., Хааг, Т.М., и Манцелла, Д., Рабочие характеристики российского двигателя Д-55 с анодным слоем // 23th IEPC. ALAA-94−3011, 1994.
  46. В. Arkhipov, А. Bober, V. Kim, К. Kozubsky, et. al. SPT Electric Propulsion System for Spacecraft Orbit Maneuvering Paper RGC-EP-92−07, 1st Russian-German Conference of Electric Propulsion. 1992.
  47. Extending the range of SPT operation — Development status of 300 and 4500 W thruster /В. Arkhipov, A. Bober, M. Day, at al. // 32th Joint Propulsion Conference. AQIAA-96−2708. 1996.
  48. Small Elektric Propulsion Development by RIAME MAI / N.N. Antropov, V. Kim, V. I. Kozlov et. al. Europen Conference for Aerospace Sciences (EUCASS). 2005.
  49. Experemintal Research of SPT Low-Power Perspektive Model / M.B. Belikov, O.A. Gorchkov, A.B. Jakupov, S.A. Khartov // 34th Joint Propulsion Conference. AIAA-98−3786. 1998.
  50. Патент РФ № -№ 2 139 646. Плазменный ускоритель с замкнутым дрейфом электронов / С. А. Хартов, А. Б Жакупов, O.A. Горшков, Р. Н. Ризаханов. 1998.
  51. Zakharenkov L., Chislov G., Semenkin A. Study of Low Power TAL Charakteristics // 27th IEPC. AIAA-01−041. 2001.
  52. SPT-115 development and characterization / V. Kim, D. Grdlichko, V. Kozlov, at al. // 35th Joint Propulsion Conference. AIAA-99−2568. 1999.
  53. Jakobson D.T., Jankovsky R.S., Rawlin V.K. High voltage TAL performance // 37th Joint Propulsion Conference and Exhibit. AIAA-2001−3777. 2001.
  54. Investigation of SPT Performance and Particularities of its Operation with Krand Kr/Xe Mixtures / V. Kim, G. Popov, V. Kozlov, at al. // 27th International Electric Propulsion Conference. IEPC-01−065. 2001.
  55. The Results of Tesing and Effectiveness of the Kr-Xe Mixture Application in SPT / B.A. Arkhipov, A.I. Koryakin, V.M. Murashko, at al. // International Electric Propulsion Conference. IEPC-01−064.2001.
  56. Semenkin B.F., Tverdokhlebov S.O., Garkusha V.I. TAL Thruster Technology for Advanced Electric Propulsion Systems // 20th International Symposium on Space Technology and Sciece. ISTS 96-a-3−26. 1996.
  57. Регулятор расхода газа РРГ-3. Техн. описание и инструкция по эксплуатации. 2002.
  58. Измерители и регуляторы расхода газовых сред. Компания «MKS Instruments», 2005.
  59. П.А., Беляев Д. В., Азимов Р. К. Тепловые расходомеры. JI.: Машиностроение, 1969. 235 с.
  60. П. П. Расходомеры и счетчики количества. Л.: Машиностроение, 1989. 776 с.
  61. В.Н. Расходомеры малых расходов для схем промышленной автоматики. М.: Энергия, 1972,72 с.
  62. .А. Тепловые калориметрические расходомеры. М.: ЦНИИТЭ нефтехим, 1968, 90 с.
  63. А.Н., Тимонов С. М., Золенко Т. Г. Калориметрический способ определения расхода. Патент RU № 2 018 787, 5 G 01 F 1/68, 1994.
  64. Тепловой парциальный расходомер. Патент US № 4 571 801, 1981.
  65. Прибор для измерения расхода газа. Патент US № 4 425 792, 1979.
  66. Г. Н. Прикладная газовая динамика. М.: Наука, 1969. 312 с.
  67. Е.С. Теория вероятностей. М.: Наука, 1969. 576 с.
  68. .М. Математическая обработка наблюдений. М.: Наука, 1969. 344 с.
  69. Ю.Н., Макаров А. А. Статистический анализ данных на компьютере. М.: ИНФА-М, 1998. 528 с.
  70. С.И., Дементьев Н. В., Тихонов Б. Н., Ходжаев И. А. Метрология и электрорадиоизмерения в телекоммуникационных системах. М.: Горячая линия — Телеком, 2007. 373 с.
  71. А.В., Ромашко А. В. Способ и устройство измерения микропотока газа. Патент RU № 2 194 262, МКИ G 01 МЗ/26, 2002.
  72. Joseph W.C. Thermal method flow measurements for aerospace enviroments. Inf. chem.1985, 259, P. 503−505.
  73. Д.В., Короткое П. А., Камразе А. Н., Соколов Г. А. Тепловые расходомеры. В кн.: Измерение расходов жидкости, газа, пара. М.: Машиностроение, 1973, С. 73−131.
  74. Н.А., Альбицкий Н. А. Бесконтактный тепловой расходомер с постоянным перепадом температур.//Приборы и системы управления. 1976, № 6.
  75. Keller G.P. Metering low flows. // Chem. Eng. 71, 1964. 20, P. 127−134.
  76. Г. A. Исследование динамических свойств тепловых расходомеров жидкостей и газов и методов компенсации их динамических погрешностей. Автореферат канд. дис. JL: 1969. 23 с. (ЛТИ им. Ленсовета).
  77. .А. Исследование и разработка тепловых расходомеров газов и жидкостей для процессов нефтепереработки и нефтехимии. Автореферат канд. дис. М.: 1970. 24 с.(МИНХ и ГП им. Губкина).
  78. З.А. Исследование и разработка тепловых контактных микрорасходомеров жидкостей и газов. Автореф. канд. диссЛ.: 1971. 21 с. (ЛТИ им. Ленсовета).
  79. А.В. Исследование и разработка тепловых систем измерения расхода. Автореферат канд. дис. М.: 1974. 15 с. (МВТУ им Баумана).
  80. С.Н. Исследование и разработка тепловых расходомеров для автоматического контроля малых расходов агрессивных и токсичных потоков. Автореферат канд. дис. Л.: 1974. 16 с. (ЛТИ им. Ленсовета).
  81. Датчики расхода газа ДРГ 3,4,5,6. Информационный листок № 79 077, серия ИЛКИА, М.: ВИМИ, 1979.
  82. SETARAM U-70 mass flowmeter, France, 1986.
  83. Caluire SETARAM-85, France, 1986.
  84. Ninikoski Т.О. Simple helium flowmeter for delution refrigerators. // Rev. of Ski. Instr., 1972, vol. 43, № 3, P. 37−42.
  85. FMA-9000 mass flowmeter. // Omega Engineering Inc., 1989, № 7, p. 23.
  86. Измерение и регулирование малых расходов газа. // «Юацу гидзюцу. Ина. Еситака. Hydraul. and Pneum.», 1984, 23, № 8.
  87. Пояснительная записка «Разработка и исследование автоматического цифрового измерителя расхода газов». М.: МИЭТ, 1985, анн. 59.03.85.099 (2 830 010 691).
  88. Matcheson. Linear mass flowmeter. Instruction manual. USA, 1989.
  89. SEF-1//Keiso instrumentation, 1985,28, № 2.
  90. А.Ю., Камразе A.H., Тимонов C.M., Фитерман М. Я. Способ измерения массового расхода газа. Патент RU№ 2 066 850, 6 G 01 F 1/68, 1996.
  91. О.М., Иванов П. Д., Кацан И. И. и др. Устройство для измерения скорости газового потока. Патент RU № 2 086 922, 6 G 01 F 1/68, 1997.
  92. О.А., Митрохина О. О., Митрохин В. Б. Тепловой расходомер. Патент RU № 2 106 604, G 01 F 1/68, 1998.
  93. О.А., Митрохина О. О., Митрохин В. Б. Тепловой расходомер. Патент RU № 2 126 956, 6 G 01 F 1/69, 1999.
  94. Г. А. Устройство для измерения малого массового расхода газа. Патент RU № 2 039 939, 6 G 01 F 1/68, 1995.
  95. М.М., Мун Г.Н. Способ измерения объемного расхода текучей среды и устройство для его осуществления. Патент RU № 5 065 472, 6 G 01 F 1/68, 1995.
  96. С.Е., Демичев В. В., Пономарев В. Г. и др. Термоанемометрический датчик расхода газообразных сред. Патент RU № 2 011 172, 6G 01 F 1/68, 2004.
  97. Komia К., Higuchi F. Charakteristics of a thermal gas flowmeter. // Rev. of Sci. Instr. 1988, vol. 3, 59, P. 477−479.
  98. Отчет о патентных исследованиях. Тепловые измерители расхода текучей среды. Рижский филиал ВЦПУ. Ан. 59.03.88. 099. Рига, 1988.
  99. Каталог фирмы «Proccer Scientific instruments» (Великобритания, 1981). Библиографический указатель «Новые промышленные каталоги», серия 07. 1981, № 8, ан. 08−07−108 (ПК 16 911−81).
  100. Тепловой прибор для измерения расхода и скорости течения жидкости и газов. АС ЧССР № 229 991, 3 G 01 F 1/68, 1982.
  101. Каталог фирмы «TSI Inc.» USA. 1987 (ПК-11 039−87).
  102. Каталог фирмы «TSIInc.» USA. 1986 (ПК-18 437−86).
  103. Каталог фирмы «TSIInc.» USA.1985 (ПК-20 977−85).
  104. Расходомер с нагреваемым термосопротивлением. Патент US № 4 596 140, 1986.
  105. A.M. Термоанемометр с автоматической компенсацией изменения температуры потока.//ИФЖ, 1959, № 10.
  106. Устройство для количественного измерения расхода. Патент ФРГ № 2 753 118, 1982.
  107. Способ измерения массы воздуха, подводимого к ДВС. Патент ФРГ № 2 843 019, 1984.
  108. Способ и устройство для исключения погрешностей в приборе, измеряющем воздушный поток. Патент ФРГ № 2 752 196, 1981.
  109. М.А. Основы теплопередачи. М.: Л.: Госэнергоатомиздат, 1956. 392 с.
  110. Benson J.M., Baker W.C., Easter E. Thermal mass flowmeter. // Instr. Contr. Syst., 43, 1970, № 2.
  111. A.H. Измерение параметров газового потока. М.: Машиностроение, 1974. 260 с.
  112. Г. Н., Сергеев O.A. К вопросу об измерении скоростей среды с помощью полупроводниковых термочувствительных сопротивлений. — Исследование в области тепловых измерений и приборов, вып. 21. JL: ЛИТМО, 1957.
  113. H.H. Схемы термоанемометров с полупроводниковыми термосопротивлениями. — Сб. Трудов ЦАГИ // Промышленная аэродинамика, вып. 19, М.: Оборонгиз, 1960.
  114. Ю.Т., Виноградов М. Н. Термоанемометр с полупроводниковыми термосопротивлниями. // Промышленная аэродинамика, вып. 19, М.: Оборонгиз, 1960.
  115. В.В., Рожнов В. Ф. Схемы приборов с полупроводниковыми датчиками для измерения температуры и скорости потока. — В кн: Строительная теплофизика, 1966, С. 233−240.
  116. Р.И., Новиков В. Н. Термисторы СТ!-30 для измерения скорости потоков газов и жидкостей // Приборы и сист. упр., 1967, № 8, С. 34−36.
  117. Wilier A. An anemometer for the continuous measurement of air speed in mines. -Internet. J. Rock. Mech. And Miling Sei., 6, 1969, 1, P. 13−20.
  118. Wilhelm M. Reibetanz W., Wehage D. Ein einfaches Anemometer mit Thermistor. -Stromungssonten.- Maschinenbau technik, 18, 1969,18, P. 58−61.
  119. B.C. Измерение скоростей потоков воды и воздуха полупроводниковыми термоанемометрами. В кн: Измер. расх. жидк., газа, пара. М.: 1973, С. 77−79.
  120. В.Ю., Марченко А. Н., Ващенко И. И. Полупроводниковые резисторы в электронике. М.: Энергоатомиздат. 1988, 135 с.
  121. Цой П. В. Методы расчета задач тепломассопереноса. М.: Энергоатомиздат, 1984. 416 с.
  122. Ф.Ф., Григорьев Б. А. Тепломассообмен. М.: Изд-во МЭИ, 2005. 550 с.
  123. A.B., Шевченко П. Р. Автономный прецизионный расходомер газа. Проблемы математических и физических наук: Материалы постоянных научных семинаров, Калининград: Изд-во КГУ, 2001, С. 115−121.
  124. A.B., Васильев В. В., Мальцев И. В. Устройство для измерениямикрорасхода газа. Патент RU № 2 201 580, G 01 F 1/69, БИ № 9, 2003.
  125. К.В., Румянцев A.B. Метод автономизации тепловых термисторныхмикрорасходомеров газа. Вестник РГУ им. И.Канта. Вып. 4. Физико-математические науки.- Калининград: Изд-во РГУ им. И. Канта, 2007. С.78−86.
  126. A.B., Шевченко П. Р. Тепловой микрорасходомер газа. Патент RU № 2 246 099, G 01 F 1/68, 2005.
  127. A.B. Тепловой микрорасходомер газа. Патент RU № 2 262 666, G 01 F 1/68, 2005.
  128. Мак-Адаме В. Х. Теплопередача. М.: Металлургиздат, 1961, с.20
  129. H.A. Теоретические основы измерения нестационарной температуры. JI.: Энергоатомиздат. Ленингр. отд-ние, 1990. 256 с.
  130. .С. Теплообмен и сопротивление при ламинарном течении жидкости в трубах. М.: Энергия, 1967.
  131. С.С. Теплопередача и гидродинамическое сопротивление. М.: Энергоатомиздат, 1990. 376 с.
  132. A.B., Шевченко П. Р. Тепловой термисторный микрорасходомер газа. // ПТЭ, 2007, № 1, С. 141−146.
  133. A.B., Шевченко П. Р. Тепловые термисторные микрорасходомеры газа. // Изм. техника, 2007, № 2, С. 43−48.
  134. К.В., Румянцев A.B. Процессы в газовом тракте теплового расходомера. Вестник РГУ им. И. Канта. Вып. 4, Физико-математические науки, — Калининград.: Изд-во РГУ им. И. Канта, 2008. С. 71−77.
  135. A.B. Теплопроводность. М.: Высшая школа. 1967.
  136. Л.В. Термоанемометрический датчик. A.C. СССР № 777 439, 3 G01 F 1/68, 1977.
  137. A.B., Шевченко П. Р., Гуськов К. В. Инфракрасный расходомер газа. // ПТЭ, 2007, № 3, С. 150−154.
  138. A.B., Шевченко П. Р., Гуськов К. В. Высокотемпературный микрорасходомер газа. Вестник РГУ им. И.Канта. Вып. 2. Физико-математические науки.-Калининград: Изд-во РГУ им. И. Канта, 2006, С. 70−76.
  139. A.B., Гуськов К. В. Тепловой переменной мощности расходомер газа. // Изм. техника, 2007, № 7, С.37−41.
  140. A.B., Гуськов К. В. Тепловой переменной мощности расходомер газа. Патент RU № 2 321 830, 2008, G 01 F 1/68, БИ № 10 от 10.04.08.
  141. В.М., Морозов А. Д. Термоанемометр для измерения скоростей потоков воздуха. //Изм. техника, 1962, № 7.
  142. Whitaker S. Forced convection heat transfer correlations for flow in pipes, past flatplates, singl cylinders, singl spheres and in flow in packed beds and tube bunolless. // AlChe Jornal, 1972, vol. 18, № 2, P. 361−368.
  143. B.C. Теплофизические свойства материалов ядерной техники: (Справочник). — М.: Атомиздат, 1968. 484 с.
  144. А.В., Шевченко П. Р. Тепловой микрорасходомер газа. Патент RU № 2 326 350,2008, G01 F 1/68, БИ № 16 от 10.06.08.
  145. А.В., Гуськов К. В. Тепловой расходомер газа с задаваемым значением чувствительности.//ПТЭ, 2008, № 1, С.149−154.
  146. А.В., Гуськов К. В. Тепловые микрорасходомеры газа. Труды 1-ой Международной Казахстанско-Российско-Японской научной конференции и VI-го Российско-Японского семинара. М.:Изд-во МГИУ. 2008. С. 500−506.
  147. А.Н., Кузьмин В. А., Попов А. И., и др. Термоанемометры постоянной температуры В кн: Измер. расх. жидк., газа, пара. М.: Машиностроение, 1973, С.74−77.
  148. К.В., Хартов С. А. Система измерения расхода газообразного рабочего тела для испытаний электроракетных двигателей. Вестник МАИ. 2009. Т. 16, № 3. С. 41−48. М.: Изд-во МАИ. 2009.
  149. А.В., Гуськов К. В. Патент РФ № 2 362 124. 2009. БИ № 20 от 20.07.2009.
  150. Disa information. Hot wire anemometer. 1965, № 1, P. 11−12.
  151. .И. Генератор расхода газа ГИР 7. Информационный листок № 88−76, сер. 13−05, М.: ВНИИКИ, 1976.
  152. А.К., Чаплыгина Т. М. Образцовая грузокольцевая установка. // Изм. тех-ка, 1979, № 1, С.71−73.
  153. A.M., Ханберг В. А. Счетчик абсолютного вытеснения для малых расходов газа.//Изм. тех-ка, 1987, № 10, С. 47−51.
  154. Bailey S.J. Oscillating Ball device measures ultra low flow. // Contr. Eng., 1979, vol. 26, № 5, p.75.
  155. Калибраторы расхода Vol-U-Meter®. Техн. данные конструкции DS-1052, 1997.
  156. Е.П., Стасюк И. Д., Теплюх З. Н. Определение расходных характеристик дроссельных элементов.//Автоматика и КИП, 1980, № 4, С. 28−32.
  157. Н.Д., Илясов В. Ф., Лукичев А. Ю., и др. Автоматический пузырьковый расходомер с оптоэлектронным первичным преобразователем и цифровым отсчетом. // Изм. тех-ка., 1989, № 7, С.132−137.
  158. Н.Д., Илясов В. Ф., Лукичев А. Ю. и др. Автоматический пузырьковый расходомер с оптоэлектронным первичным преобразователем и цифровым отсчетом. // Изм. техника, 1989, № 7, С.132−137.
  159. .Д., Тимофеева Ф. А. Исследование конвективного теплообмена между частицами и потоком в нестационарных условиях. Тр. ЦКТИ, 1949, вып. 12, С. 119−157.
  160. А.В. Тепломассообмен: (Справочник) — М.: Энергия, 1978.478 с.
  161. Campo A. Correlation equation for laminar and turbulent natural convection from spheres. W u S. 1980. Bd. 13. N 1 — 2, P. 93 — 96.
  162. A.K. Экспериментальное исследование теплоотдачи и влияния неизотермичности на сопротивление шара при малых числах Рейнольдса. Канд. дис. Алма-Ата, 1974.
  163. Juge Т. Theory of heat transfer of sphere in uniform stream at low Reynolds numbers. Rep. Int. Speed Mech., v. 6, № 56, 1956.
  164. B.M., Безломцев К. А. Обобщение экспериментальных данных по теплообмену естественной и вынужденной конвекций при вынужденном обтекании тел. Тр. Николаевск, кораблестроит. ин та. Вып. 19, 1959.
  165. Генератор углеродной плазмы. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. ТУ-3.052.016. ПО «Кварц». Калининград, 1989. 9 с.
  166. Источник ионов ИИ-4−0,15 «Радикал». Техническое описание и инструкция по эксплуатации, ТУ-3.152.001. ПО «Кварц». Калининград, 1989. 12 с.
  167. Г. Н., Семяшкин Э. М. Теплообмен в радиоэлектронных аппаратах. М. Л.: Энергия, 1981. 359 с.
  168. Расходомер постоянной мощности
  169. Расходные характеристики <3(1*, Тп) азота (N2) в разных диапазонах расхода и ихаппроксимирующие функции
  170. G (R, Tn=308) = 0i3744R3−6,3039R2+39,065R-82,892- R2=0,9994нижняя G (R, Тп=293) =—0,0064R3+0,4218R2— 1,7937R+0,1458- верхняя — G (R, Тп=308) = -0,0458R3+2,0373R2−14,506R+28,498−1. R2=0,9994-G<293)-G (308)
  171. Расходомер с задаваемым значением чувствительности
  172. Расходные характеристики С (Я, ТП) азота, аргона и ксенона при разных значениях нагрузочного сопротивления56
Заполнить форму текущей работой

Сессия? Спокойно!