CN111005822A - 并行的火箭发动机预调节和罐装载 - Google Patents

并行的火箭发动机预调节和罐装载 Download PDF

Info

Publication number
CN111005822A
CN111005822A CN201910715370.6A CN201910715370A CN111005822A CN 111005822 A CN111005822 A CN 111005822A CN 201910715370 A CN201910715370 A CN 201910715370A CN 111005822 A CN111005822 A CN 111005822A
Authority
CN
China
Prior art keywords
rocket
rocket propellant
canister
propellant
valve
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201910715370.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111005822B (zh
Inventor
K·斯温森
H·小罗德里格斯
B·维尼曼
M·E·洛扎诺
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN111005822A publication Critical patent/CN111005822A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111005822B publication Critical patent/CN111005822B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/002—Launch systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/002—Launch systems
    • B64G1/006—Reusable launch rockets or boosters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements
    • 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
    • F02K9/56—Control
    • F02K9/566—Control elements and safety devices, e.g. pressure relief valves
    • 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
    • F02K9/56—Control
    • F02K9/58—Propellant feed valves
    • 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
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/605—Reservoirs
    • 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
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/606—Bypassing the fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/306—Mass flow

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

本申请涉及并行的火箭发动机预调节和罐装载。公开了并行的火箭发动机预调节和罐填充。公开的示例性装置包括：用于利用火箭推进剂供应火箭推进剂罐的入口阀，所述火箭推进剂罐与火箭发动机相关联；以及流引导器，其用于将火箭推进剂的流的至少一部分从入口阀引导至火箭发动机的冷却管路，以在火箭推进剂罐正被填充火箭推进剂时热调节火箭发动机。

Description

并行的火箭发动机预调节和罐装载
技术领域
本公开大体涉及火箭发动机，且更具体地，涉及并行的/同时发生的(concurrent)火箭发动机预调节和罐装载。
政府利益
本发明是在国防高级研究计划局授予的HR0011-17-9-0001的政府支持下完成的。政府对本发明享有一定的权利。
背景技术
一些运载火箭(例如，航天器)采用推进剂罐，其填充有低温火箭燃料或推进剂用于发射。这种低温火箭推进剂通常也用于在发射前对火箭发动机进行热调节。特别地，低温火箭推进剂被提供给火箭发动机的冷却管路以对火箭发动机进行热调节。因此，对火箭发动机进行热调节所花费的时间能够延迟发射准备。
与火箭发动机相关联的推进剂罐通常在对火箭发动机进行热调节之前用低温流体(例如，冷冻剂)填充到一定高度。特别地，低温火箭推进剂的静压头压力(static headpressure)(其随着低温火箭推进剂液柱的高度而增加)能够用于驱动低温推进剂流到入口端口，通过冷却管路进入发动机泄放管路，该冷却管路穿过火箭发动机并且从火箭发动机出来。为了确保足够的静压头压力来驱动低温火箭推进剂的流动，低温火箭推进剂的填充高度必须达到所需的高度，这可能需要很长的时间才能到达，因此会导致发射延迟。此外，一些运载火箭可能不具有必要的高度(例如，由于紧凑性)来产生这样的必要高度。
发明内容
本公开包括根据以下条款的实施例。
条款1.一种装置，其包括：用于利用火箭推进剂(206)供应火箭推进剂罐(202)的入口阀(212)，所述火箭推进剂罐(202)与火箭发动机(210)相关联；和流引导器(303、401、503)，其用于将所述火箭推进剂(206)的流的至少一部分从所述入口阀(212)引导至所述火箭发动机(210)的冷却管路(218)，以在所述火箭推进剂罐(202)正被填充所述火箭推进剂(206)时对所述火箭发动机(210)进行热调节。
条款2.根据前述条款所述的装置，其中所述火箭发动机(210)设置在所述火箭推进剂罐(202)和所述入口阀(212)之间。
条款3.根据前述条款中的任一条款所述的装置，其还包括设置在发动机泄放管路(217)和与所述火箭推进剂罐(202)的入口相关联的预阀/前阀(pre-valve)(216)之间的推进剂管路(214)。
条款4.根据前述条款中的任一条款所述的装置，其还包括设置在所述冷却管路(218)和所述火箭推进剂罐(202)之间的旁通阀(404、512)，以朝向所述冷却管路(218)驱动流。
条款5.根据前述条款中的任一条款所述的装置，其还包括阀控制器(414)以基于所述火箭推进剂罐(202)中的所述火箭推进剂(206)的量改变所述旁通阀(404、512)打开的程度。
条款6.根据前述条款中的任一条款所述的装置，其还包括旁路分支(508)，所述旁路分支(508)从发动机泄放管路(217)的出口延伸到所述火箭推进剂罐(202)的旁通入口阀(212)。
条款7.根据前述条款中的任一条款所述的装置，其还包括由所述旁路分支(508)限定的t形接合部(513)，其中舷外泄放阀(overboard bleed valve)(220)设置在所述t形接合部(513)的第一分支(511a)处，并且其中所述旁通入口阀(512)设置在所述t形接合部(513)的第二分支(511b)处。
条款8.一种方法，其包括：经由入口阀(212)利用火箭推进剂(206)填充与火箭发动机(106、108、210)相关联的火箭推进剂罐(202)；和在填充所述入口阀(212)的同时，通过使用流引导器(303、401、503)将所述火箭推进剂(206)的流的至少一部分引向所述火箭发动机(210)的冷却管路(218)以对所述火箭发动机(210)进行热调节。
条款9.根据前述条款中的任一条款所述的方法，其还包括：确定所述火箭推进剂罐(202)被填充所述火箭推进剂(206)的程度；和基于所述火箭推进剂罐(202)被填充的所述程度，经由阀控制器(414)改变所述火箭推进剂罐(202)的可调整入口阀(404、512)的开口/开度(opening)的尺寸以控制所述火箭推进剂(206)朝所述冷却管路(218)流动的所述部分。
条款10.根据前述条款中的任一条款所述的方法，其中来自所述入口阀(212)的所述火箭推进剂(206)的整个流被引导至所述火箭推进剂罐(202)上游的发动机泄放管路(217)。
条款11.根据前述条款中的任一条款所述的方法，其还包括将所述火箭推进剂(206)从所述冷却管路(218)的出口引向所述火箭推进剂罐(202)的旁通入口阀(512)。
条款12.根据前述条款中的任一条款所述的方法，其中所述旁通入口阀(512)位于t形接头(513)的第一接合部处，所述t形接头(513)与所述冷却管路(218)的所述出口流体连通，并且所述方法还包括改变朝向设置在所述t形接头(513)的第二接合部(511b)处的舷外泄放阀(220)流动的所述火箭推进剂(206)的量。
条款13.一种运载火箭(100)，其包括：火箭发动机(210)；与所述火箭发动机(210)相关联的火箭推进剂罐(202)；用于向所述火箭推进剂罐(202)提供火箭推进剂(206)的入口阀(212)；和流引导器(303、401、503)，其用于将所述火箭推进剂(206)的流的至少一部分引向所述火箭发动机(210)的冷却管路(218)以在填充所述火箭推进剂罐(202)的同时对所述火箭发动机(210)进行热调节。
条款14.根据前述条款中的任一条款所述的运载火箭(100)，其还包括设置在所述入口阀(212)和所述火箭推进剂罐(202)之间的旁通阀(404、512)，以改变所述火箭推进剂(206)流到所述冷却管路(218)的程度。
条款15.根据前述条款中的任一条款所述的运载火箭(100)，其还包括阀控制器(414)，以基于存在于所述火箭推进剂罐(202)内的所述火箭推进剂(206)的量改变所述旁通阀(404、512)打开的程度。
条款16.根据前述条款中的任一条款所述的运载火箭(100)，其中所述冷却管路(218)设置在所述火箭推进剂罐(202)和所述入口阀(212)之间。
条款17.根据前述条款中的任一条款所述的运载火箭(100)，其还包括旁路分支(508)，所述旁路分支(508)与所述冷却管路(218)的出口流体连通。
条款18.根据前述条款中的任一条款所述的运载火箭(100)，其还包括：设置在由所述旁路分支(508)限定的t形接合部(513)的第一分支(511a)处的舷外泄放阀(220)；和设置在所述t形接合部(513)的第二分支(511b)处的所述火箭推进剂罐(202)的入口旁通阀(512)。
条款19.根据前述条款中的任一条款所述的运载火箭(100)，其中所述火箭推进剂罐(202)是所述运载火箭(100)的助推火箭的一部分。
条款20.根据前述条款中的任一条款所述的运载火箭(100)，其中所述流引导器(303、401、503)包括多个阀，并且所述运载火箭(100)还包括阀控制器(414)以在所述火箭推进剂罐(202)的填充过程期间协调所述阀的打开和关闭。
条款21.一种装置，其包括：用于利用火箭推进剂(206)填充(300、400)火箭推进剂罐(202)的器件，其具有用于当所述火箭推进剂罐(202)被填充时同时向所述火箭发动机(210)的冷却管路(218)提供(303、401、503)所述火箭推进剂(206)的器件。
条款22.根据前述条款中的任一条款所述的装置，其还包括用于检测(416)所述火箭推进剂罐(202)的填充水平的器件。
条款23.根据前述条款中的任一条款所述的装置，其还包括用于基于所述填充水平改变所述火箭推进剂罐(202)的入口的开口(404)的器件。
条款24.根据前述条款中的任一条款所述的装置，其还包括用于从发动机泄放管路(217)的出口向所述火箭推进剂罐(202)提供(512)所述火箭推进剂(206)的器件。
附图说明
图1示出了可以实施本文公开的示例的运载火箭。
图2是已知的火箭推进剂填充系统的剖视图。
图3是根据本公开的教导的示例性火箭推进剂填充系统的剖视图。
图4是根据本公开的教导的另一示例性火箭推进剂填充系统的剖视图。
图5是根据本公开的教导的又一示例性火箭推进剂填充系统的剖视图。
图6是可以在本文公开的示例中实施的火箭推进剂分析系统的示意图。
图7是表示可用于实现本文公开的示例的示例性方法的流程图。
图8是被构造为执行指令以实施图7的示例性方法和/或图6的火箭推进剂分析系统的示例性处理平台的框图。
这些附图不是按比例的。相反，可以增大附图中的层或区域的厚度。通常，在整个附图和随附的书面描述中将使用相同的附图标记来表示相同或相似的部分。如在本专利中所使用的，陈述任何部件以任何方式(例如，定位在、位于、设置在或形成在)另一部件上表示所引用的部件与另一部件接触，或者，所引用的部件位于另一部件之上，其中一个或多个中间部件位于其间。陈述任何部件与另一部件接触意味着两个部件之间没有中间部件。
具体实施方式
公开了并行的火箭发动机预调节和罐装载。一些已知的低温燃料填充系统在燃料罐中采用低温燃料或推进剂的静压头压力以驱动低温推进剂的流到入口端口(例如，馈送管路)并进入穿过运载火箭的火箭发动机的冷却管路，以对火箭发动机进行预调节(例如，热调节)。然而，产生足够的压头压力来驱动这种流动需要将燃料罐填充到一定高度。为了使低温推进剂达到该高度，需要一定的填充时间，这会对发射时间产生不利影响，从而延迟运载火箭的发射准备。换句话说，已知的燃料填充系统采用串联过程进行热调节。此外，一些运载火箭可能不具有必要的高度(例如，由于紧凑性)来产生这样的必要高度。
与串联过程相反，本文公开的示例能够实现可以与填充燃料罐同时执行的火箭发动机的更快速的热调节(即，预调节)。特别地，本文公开的示例实施一种流引导器以使得填充燃料罐的火箭推进剂(例如，低温燃料、低温推进剂、火箭燃料等)的流的至少一部分经由入口端口流入火箭发动机，通过火箭发动机内的冷却管路(例如，冷却管路延伸通过火箭发动机)并从火箭发动机离开到泄放管路。结果，可以执行火箭发动机的节省时间的热调节，从而使得运载火箭具有相对快速的发射准备。本文公开的示例还可以减少或消除对通常需要的昂贵的再循环泵或其他设备的需要，以驱动低温燃料流向火箭发动机进行预调节，从而节省与运载火箭相关联的空间和重量。
如本文所使用的，术语“流引导器”指的是用于使流体流从源流转移或分流的部件、组件、流动旁路和/或流动部件的相对布置(例如，管道和阀的布置)。如本文所使用的，术语“火箭推进剂罐”指的是被实施用于存储推进运载工具(例如火箭、运载火箭、航天器和/或陆地交通工具)所使用的火箭推进剂的罐、容器和/或储存器。
图1示出了可以实施本文公开的示例的运载火箭100(例如，航天器)。运载火箭100被重复使用以将有效载荷(例如，卫星)发射到轨道中，并且包括助推器的机身102、机翼104、主火箭发动机或推进器106、辅助火箭发动机或推进器108以及上级/上层火箭(upperstage)110。在图1所示的视图中，运载火箭100被定位在发射台120上并相对于地面定向以便发射。
在操作中，上级110用于在上级与前述助推器分离之后将有效载荷运送到轨道中。通过使用主火箭发动机106也可以完成运载火箭100的推进。因此，机翼104用于在运载火箭100的轨道任务和随后的重新进入之后将运载火箭100导向到返回位置。换句话说，示例性运载火箭100可以重复用于太空任务，并且具有特征发射准备时间以及周转时间(例如，重新发射时间)。在该示例中，运载火箭100的发射准备时间和周转时间二者都由火箭发动机106、108进行热预调节以用于发射所需的时间限定。特别地，火箭发动机106、108在相应的填充过程期间通过对应的火箭推进剂流进行热调节。
虽然图1的示例被示出被实施为运载火箭，但是可以使用任何适当的应用来实施本文公开的示例。特别地，本文公开的示例可以在飞行器、陆地交通工具或任何其他适当的基于火箭发动机的应用中被实施。
图2是已知的火箭推进剂填充系统200的剖视图。已知的火箭推进剂填充系统200包括接收和存储火箭推进剂(例如，低温推进剂、火箭推进剂、低温燃料等)206的火箭推进剂罐202。已知的火箭推进剂填充系统200还包括火箭发动机210、接口(例如，填充/排放接口)211、填充/排放阀(FDV)(例如，入口阀)212、推进剂管路(例如，燃料接合管、燃料导管)214、馈送管路215、预阀(PV)216、发动机泄放管路217和冷却管路(例如，火箭发动机冷却管路)218。火箭推进剂填充系统200还包括接口219(例如，出口)和舷外泄放阀(OBV)220。在一些已知的示例中，火箭推进剂系统200包括再循环泵221和放泄/减压阀(VRV)226。
为了利用火箭推进剂206填充火箭推进剂罐202，接口211被提供有火箭推进剂206，如箭头222大体所示。结果，火箭推进剂206流入推进剂管路214并被分成火箭推进剂206的第一分流213a，其流入PV 216，进而流入火箭推进剂罐202。
为了经由冷却管路218对火箭发动机210进行预调节(例如，热调节)，火箭推进剂206的第二分流213b流向火箭发动机210的馈送管路215，通过冷却管路218并经由发动机泄放管路217从火箭发动机210流出。然而，第二分流需要基于流体柱的相对高度(其在图2中被显示为高度230)在火箭推进剂罐202中产生静压头压力。因此，第二分流213b可能花费大量时间来发展，并且因此会延长发动机210的预调节，从而延迟运载火箭100的发射准备。
此外，火箭推进剂206的至少一部分从OBV 220排出，如箭头224大体所示。另外，推进剂206能够经由再循环泵221被提供返回到接口211。
与已知的火箭推进剂填充系统200相反，本文公开的示例不需要耗费时间积聚静压头压力来推动火箭推进剂206的流动以进行热调节。特别地，当火箭推进剂罐202被填充时，本文公开的示例将火箭推进剂206的流动导向至冷却管路218，以节省时间，从而实现更快的发射准备时间和/或重新发射运载火箭100。此外，本文公开的示例不需要火箭推进剂206的高度。
图3是根据本公开的教导的示例性火箭推进剂填充系统300的剖视图。所示示例的火箭推进剂系统300包括：上述火箭推进剂罐202，火箭推进剂206被提供到火箭推进剂罐202；火箭发动机210，其具有对应的冷却管路218；图2中所示的OBV 220和PV 216。示例性火箭推进剂系统300还包括接口302(例如，入口接口、入口)、流引导器303，所述流引导器303包括第一推进剂管路304和第二推进剂管路306。在该示例中，第二推进剂管路306设置在冷却管路218和火箭推进剂罐202之间。
为了在火箭推进剂罐202被填充的同时对火箭发动机210进行热调节，流引导器303操作为用于在填充期间同时将火箭推进剂206提供给火箭发动机210和冷却管路218的器件。特别地，火箭推进剂206被提供到接口302，如大致通过箭头316所示。结果，火箭推进剂206穿过冷却管路218以对火箭发动机210进行预调节，之后火箭推进剂206流动通过第二推进剂管路306、PV 216，并且随后流入火箭推进剂罐202，如大致通过箭头318所示。换句话说，在该示例中冷却管路218位于火箭推进剂罐202的上游，用于火箭发动机210的并行预调节。结果，实现了在火箭推进剂罐202被填充的同时火箭发动机210的并行预调节，而不需要产生静压头压力。因此，在准备运载火箭100以用于发射准备时节省了大量时间。此外，不需要产生静压头压力所需的高度，从而允许火箭推进剂罐202和/或流引导器303的更紧凑设计。
此外，在该示例中，不需要额外的设备对火箭210进行预调节，额外的设备会增加重量并占据运载火箭100的大量内部体积。在该特定示例中，不需要FDV 212和接口211对火箭发动机210进行预调节，从而节省运载火箭100的重量和空间。
在该示例中，当运载火箭100被定向为准备发射时(如图1中所示)，第二推进剂管路306与水平成约35至55度的角度。然而，可以替代地实施任何适当的角度范围。在该特定示例中，火箭推进剂206的整个流被用于在填充火箭推进剂罐202之前对发动机210进行预调节。
图4是根据本公开的教导的另一示例性火箭推进剂填充系统400的剖视图。所示示例的火箭推进剂填充系统400包括将要填充火箭推进剂206的火箭推进剂罐202、接口211、FDV 212、PV 216、火箭发动机210的冷却管路218和泄放管路217和OBV 220。示例性火箭推进剂填充系统400还包括流引导器(例如，用于在填充期间同时将火箭推进剂206提供给火箭发动机210和推进剂罐202的器件)401，其具有推进剂管路(例如，燃料分支、管道分支等)402、推进剂管路403和旁通阀(例如，旁通入口阀、固定或可变位置阀、用于改变入口的开口的器件等)404，在该示例中，旁通阀流体地联接到火箭发动机210、火箭推进剂罐202和接口211。旁通阀404包括有和/或可操作地联接到可调整开口或孔口(例如，孔口板、火箭推进剂罐202的入口的开口)406。火箭推进剂系统400还包括泄放接口219。在一些示例中，火箭推进剂系统400包括阀控制器(例如，旁通阀控制器)414和/或传感器(例如，填充传感器、光学传感器、热传感器、压力传感器、用于检测填充水平的器件等)416。
根据所示的示例，火箭推进剂206被提供到接口211，如大致通过箭头420所示。然后火箭推进剂206流过火箭发动机210的冷却管路218并经由推进剂管路402、403进入泄放管路217并且还经过旁通阀404进入火箭推进剂罐202，如大体通过箭头422所示，其中PV216被关闭。根据开口406打开的程度，使一些火箭推进剂206流向火箭发动机210，如大致通过箭头423所示。特别地，当开口406部分或显著关闭时，由于通过开口406的流动产生的背压，更多火箭推进剂206流向火箭发动机210的冷却管路218而不是火箭推进剂罐202。在该示例中，开口406和旁通阀404增加作用在火箭推进剂206上的压力以超过储存在火箭推进剂罐202中的火箭推进剂206的静压头。此外，在对火箭发动机210进行预调节之后，火箭推进剂206流过泄放管路217、OBV 220并通过泄放接口219流出，如大致通过箭头424所示。
在一些其他示例中，在泄放接口219和接口211之间实施再循环泵。在一些示例中，当填充火箭推进剂罐202时，阀控制器414改变开口406打开的程度。特别地，开口406打开的程度可以基于来自传感器416的填充测量值。例如，函数(例如，线性函数、基于时间的函数等)定义火箭推进剂罐202的填充水平和旁通阀404打开或关闭开口406的程度之间的关系。在一些示例中，温度传感器结合火箭发动机210、泄放管路217和/或冷却管路218被实施，用于测量要被用于确定或计算火箭推进剂206朝向穿过火箭发动机210的冷却管路218的期望流量和/或流率的温度和/或温度历史。
图5是根据本公开的教导的又一示例火箭推进剂填充系统500的剖视图。根据所示的示例，火箭推进剂填充系统500包括图2的具有火箭推进剂206的火箭推进剂罐202、FDV212、PV 216、冷却管路218、泄放管路217和OBV220。示例性火箭推进剂填充系统500还包括接口(例如，入口接口)502和流引导器503。流引导器(例如，用于同时将火箭推进剂206提供给火箭发动机210和冷却管路218的器件)503包括推进剂管路504、旁路(例如，旁路分支)508和旁通阀(例如，入口旁通阀)512。
根据所示的示例，火箭推进剂206被提供到入口502，如大致通过箭头520所示，并且能够流过PV 216或流过火箭发动机210的冷却管路218。此外，旁路508限定t形接合部513。特别地，t形接合部513限定火箭推进剂206的朝向旁通阀512的第一分支或路径511a以及火箭推进剂206的朝向OBV 220的第二分支或路径511b。在发动机210的预调节期间，通过关闭PV216和OBV 220，使火箭推进剂206流向冷却管路218并通过旁通阀512流入火箭推进剂罐202，如大致通过箭头524所示。换句话说，示例性阀512用作从发动机泄放管路217的出口向火箭推进剂罐202提供火箭推进剂206的器件。在一些示例中，当火箭推进剂罐202被填充有火箭推进剂206时，OBV 220使至少一部分火箭推进剂206排出，如大致通过箭头522所示。
示例性火箭推进剂填充系统500实现多种填充配置。在第一填充配置中，PV 216打开，OBV 220关闭并且旁通阀512打开，使得火箭发动机210可以通过冷却管路218以较低流量的火箭推进剂206渗透冷却，同时火箭推进剂罐202处于全流量填充。在第二填充配置中，PV 216关闭，OBV 220关闭并且旁通阀512打开，使得火箭发动机210处于全流量冷却并且火箭推进剂罐202处于全流量填充。在第三填充配置中，PV 216关闭，OBV 220打开并且旁通阀512打开，使得火箭发动机210处于全流量冷却并且火箭推进剂罐202处于部分流量填充(例如，基于在OBV 220中实施的可变位置阀)。结果，基于运载火箭100的当前冷却和填充需求，能够实现多种填充和火箭预调节情形。
在一些示例中，FDV 212、PV 216、OBV 220和/或旁通阀512由控制器(例如图4的阀控制器414)控制(例如，以协调的方式控制)。在这样的示例中，传感器416可以被实施为确定火箭推进剂罐202的填充水平，以促进它们之间的恰当控制。在其他示例中，传感器530用于确定与火箭发动机210相关联的温度和/或热传递(例如，热通量、热变化率等)，以用于FDV 212、PV 216、OBV 220和/或旁通阀512的恰当协调控制。
图6是可以在本文公开的示例中实施的火箭推进剂分析系统600的示意图。特别地，火箭推进剂分析系统600可以在图4的阀控制器414中被实施，以改变本文公开的任何阀打开或关闭的程度，以控制火箭发动机210的预调节和火箭推进剂罐202的填充。示例性火箭推进剂分析系统600包括传递分析器602，其包括流量控制器604、传感器分析器606和阀分析器608。在一些示例中，阀分析器608被通信地联接到阀控制器414。此外，在一些示例中，传感器分析器606被通信地联接到传感器416。
所示示例的流量控制器604确定火箭推进剂206将流过冷却管路218的程度。例如，流量控制器604可以基于冷却时间、来自火箭发动机210的期望热传递、运载火箭100的发射准备时间和期望周转时间来限定流量设定点。一些示例中，流量控制器604和/或传感器分析器606计算来自发动机210的期望热通量。在一些示例中，流量控制器604被通信地联接到流量传感器，所述流量传感器可操作地联接到冷却管路218、泄放管路217和/或发动机210。
在一些示例中，传感器分析器606(其被通信地联接到传感器416)确定和/或表征火箭推进剂罐202的填充水平。附加地或替代地，传感器分析器606(例如，经由与冷却管路218相关联的温度传感器)分析与火箭发动机210和/或冷却管路218相关联的冷却趋势或历史。附加地或替代地，填充传感器分析器606和/或流量控制器604确定火箭推进剂罐202的期望填充率。
根据所示的示例，阀分析器608确定旁通阀404、旁通阀512、OBV 220、FDV 212和/或PV 216的设定位置，以实现火箭推进剂罐202的期望填充率和/或火箭发动机210的期望预调节。在一些示例中，阀分析器608计算(一个或多个)期望设定位置和/或(一个或多个)基于时间的设定位置以减少和/或最小化运载火箭100的发射准备时间和/或周转时间。
虽然实施图6的火箭推进剂分析系统600的示例性方式在图6中示出，但是图6中示出的元件、过程和/或设备中的一个或多个可以以任何其他方式组合、划分、重新布置、省略、消除和/或实施。此外，示例性流量控制器604、示例性传感器分析器606、示例性阀分析器608、示例性阀控制器414和/或更一般地，图6的示例性火箭推进剂分析系统600可以通过硬件、软件、固件来实施，和/或通过硬件、软件和/或固件的任何组合来实施。因此，例如，示例性流量控制器604、示例性传感器分析器606、示例性阀分析器608、示例性阀控制器414和/或更一般地，示例性火箭推进剂分析系统600中的任何一个可以由一个或多个模拟或数字电路、逻辑电路、(一个或多个)可编程处理器、(一个或多个)可编程控制器、(一个或多个)图形处理单元(GPU)、(一个或多个)数字信号处理器(DSP)、(一个或多个)专用集成电路(ASIC)、(一个或多个)可编程逻辑设备(PLD)和/或(一个或多个)现场可编程逻辑设备(FPLD)来实施。当阅读本专利的任何装置或系统权利要求以涵盖纯软件和/或固件实施方式时，示例性流量控制器604、示例性传感器分析器606、示例性阀分析器608和/或示例性流量控制器414中的至少一个在此被明确地限定为包括包含软件和/或固件的非暂时性计算机可读存储设备或存储盘，诸如存储器、数字通用盘(digital versatile disk，DVD)、光盘(compact disk，CD)、蓝光盘等。此外，图6的示例性火箭推进剂分析系统600除了图7中所示的那些之外，或者代替图7中所示的那些，可以包括一个或多个元件、过程和/或设备，并且/或者可以包括不只一个的所示元件、过程和设备中的任何一个或全部。如本文所使用的，短语“通信”包括其变体，涵盖直接通信和/或通过一个或多个中间部件的间接通信，并且不需要直接物理(例如，有线)通信和/或持续通信，而是另外还包括以周期性间隔、安排间隔、非周期性间隔和/或一次性事件的选择性通信。
表示用于实施图6的火箭推进剂分析系统600的示例性硬件逻辑、机器可读指令、硬件实施的状态机和/或其任何组合的流程图被示于图7中。机器可读指令可以是用于由计算机处理器执行的可执行程序或可执行程序的一部分，所述计算机处理器例如下面结合图8讨论的示例性处理器平台800中示出的处理器812。该程序可以被嵌入在存储在非暂时性计算机可读存储介质(例如，CD-ROM、软盘、硬盘驱动器、DVD、蓝光盘或与处理器相关联的存储器)上的软件中，但是整个程序和/或其部分可以替代地由除处理器812之外的设备执行和/或嵌入在固件或专用硬件中。此外，尽管参考图7中所示的流程图描述了示例性程序，但是可以替代地使用实施示例性火箭推进剂分析系统600的许多其他方法。例如，可以改变框的执行顺序，和/或可以改变、消除或组合所描述的框中的一些框。附加地或替代地，任何框或所有框可以通过被构造成在不执行软件或固件的情况下执行相应操作的一个或多个硬件电路(例如，离散和/或集成的模拟和/或数字电路、FPGA、ASIC、比较器、运算放大器(op-amp)、逻辑电路等)被实施。
如上所提到的，图7的示例性过程可以使用存储在非暂时性计算机和/或机器可读介质(例如，硬盘驱动器、闪存、只读存储器、光盘、数字通用盘、高速缓存、随机存取存储器和/或任何其他存储设备或存储盘，其中信息被存储任何持续时间(例如，延长的时间段、永久地、用于简短情况、用于临时缓冲和/或用于缓存信息))上的可执行指令来实施。如本文所使用的，术语非暂时性计算机可读介质被明确地限定为包括任何类型的计算机可读存储设备和/或存储盘并且排除传播信号并排除传输介质。
“包括”和“包含”(及其所有形式和时态)在本文中用作开放式术语。因此，每当权利要求采用任何形式的“包括”或“包含”(例如，包括、包含、具有等)作为前言或在任何类型的权利要求书中引用时，应理解为可以存在附加元素、术语等，而不落在相应的权利要求或引用的范围之外。如本文所使用的，当短语“至少”被用作例如权利要求的前序中的过渡术语时，它以与术语“包括”和“包含”是开放式的相同的方式是开放式的。术语“和/或”当例如以诸如A、B和/或C的形式使用时是指A、B、C的任何组合或子集，诸如(1)仅A，(2)仅B，(3)仅C，(4)A和B，(5)A和C，(6)B和C，(7)A和B和C。
图7的示例性方法700开始于火箭推进剂罐202被填充火箭推进剂206，同时对发动机210进行预调节。
在该示例中，利用火箭推进剂206填充火箭推进剂罐202开始(框702)。特别地，火箭推进剂206开始填充火箭推进剂罐202，并且在初始填充期间可以在火箭推进剂罐202内具有相对低的静压头压力。
根据所示的示例，流引导器(例如，流引导器303、流引导器401、流引导器503)用于引导火箭推进剂206的至少一部分流向火箭发动机210的冷却管路218(框704)。
在一些示例中，传感器416检测火箭推进剂罐202被填充的程度(框706)。在其他示例中，传感器416检测火箭推进剂206随时间进入火箭推进剂罐202的流率。
接下来由流量控制器604、传感器分析器606和/或阀分析器608确定是否调整火箭推进剂206填充火箭推进剂罐202的流量和/或速率(框708)。如果要调整速率(框708)，则过程的控制进行到框710。否则，过程的控制返回到框706。
在框710处，流量控制器604和/或阀控制器414调整火箭推进剂206进入火箭推进剂罐202的流量。在一些示例中，流量控制器604基于火箭发动机210的期望预调节来控制火箭推进剂206到冷却管路的流量。附加地或替代地，阀分析器608引导阀控制器414以控制旁通阀404、OBV 220、FDV 212、PV 216和/或旁通阀512，以用于在填充火箭推进剂罐202的同时对火箭发动机210进行期望预调节。
然后确定是否重复过程(框712)。如果要重复该过程(框712)，则过程的控制返回到框702。否则，过程结束。
图8是被构造为执行图7的指令以实施图6的火箭推进剂分析系统600的示例性处理器平台800的框图。处理器平台800可以是例如服务器、个人计算机、工作站、自学习机器(例如，神经网络)、移动设备(例如，手机、智能电话、平板电脑诸如iPadTM等)、个人数字助理(PDA)、因特网设备、耳机或其他可穿戴设备或任何其他类型的计算设备。
所示示例的处理器平台800包括处理器812。所示示例的处理器812是硬件。例如，处理器812可以由来自任何期望的系列或制造商的一个或多个集成电路、逻辑电路、微处理器、GPU、DSP或控制器来实施。硬件处理器可以是基于半导体的(例如，基于硅的)设备。在该示例中，处理器实施示例性流量控制器604、示例性传感器分析器606、示例性阀分析器608和示例性阀控制器414。
所示示例的处理器812包括本地存储器813(例如，高速缓存)。所示示例的处理器812经由总线818与包括易失性存储器814和非易失性存储器816的主存储器通信。易失性存储器814可以由同步动态随机存取存储器(SDRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、
Figure BDA0002155211100000131
动态随机存取存储器
Figure BDA0002155211100000132
和/或任何其他类型的随机存取存储器设备来实施。非易失性存储器816可以由闪存和/或任何其他期望类型的存储器设备来实施。对主存储器814、816的访问由存储器控制器控制。
所示示例的处理器平台800还包括接口电路820。接口电路820可以由任何类型的接口标准，例如以太网接口、通用串行总线(USB)、
Figure BDA0002155211100000141
接口、近场通信(NFC)接口和/或PCI express接口来实施。
在所示的示例中，一个或多个输入设备822被连接到接口电路820。(一个或多个)输入设备822允许用户将数据和/或命令输入到处理器812中。(一个或多个)输入设备可以通过例如音频传感器、麦克风、相机(静止或视频)、键盘、按钮、鼠标、触摸屏、跟踪板、轨迹球、等点和/或语音识别系统来实施。
一个或多个输出设备824也被连接到所示示例的接口电路820。输出装置824可以例如通过显示设备(例如，发光二极管(LED)、有机发光二极管(OLED)、液晶显示器(LCD)、阴极射线管显示器(CRT))、就地切换(IPS)显示器、触摸屏等)、触觉输出设备、打印机和/或扬声器来实施。因此，所示示例的接口电路820通常包括图形驱动器卡、图形驱动器芯片和/或图形驱动器处理器。
所示示例的接口电路820还包括通信设备，诸如发射器、接收器、收发器、调制解调器、住宅网关、无线接入点和/或网络接口，以促进数据经由网络826与外部机器(例如，任何类型的计算设备)的交换。通信可以通过例如以太网连接、数字用户线路(DSL)连接、电话线连接、同轴电缆系统、卫星系统、现场无线系统、蜂窝电话系统等。
所示示例的处理器平台800还包括用于存储软件和/或数据的一个或多个大容量存储设备828。这种大容量存储设备828的示例包括软盘驱动器、硬盘驱动器、压缩盘驱动器、蓝光磁盘驱动器、独立磁盘冗余阵列(RAID)系统和数字通用盘(DVD)驱动器。
图7的机器可执行指令832可以被存储在大容量存储设备828中、易失性存储器814中、非易失性存储器816中和/或可移动的非暂时性计算机可读存储介质(例如CD或DVD)上。
示例1包括一种装置，其具有：用于利用火箭推进剂供应火箭推进剂罐的入口阀，所述火箭推进剂罐与火箭发动机相关联；和流引导器，其用于将所述火箭推进剂的流的至少一部分从所述入口阀引导至所述火箭发动机的冷却管路，以在所述火箭推进剂罐正被填充所述火箭推进剂时对所述火箭发动机进行热调节。
示例2包括示例1所述的装置，其中所述冷却管路设置在所述火箭推进剂罐和所述入口阀之间。
示例3包括示例2所述的装置，并且还包括设置在发动机泄放管路和与所述火箭推进剂罐的入口相关联的预阀之间的推进剂管路。
示例4包括示例1所述的装置，并且还包括设置在所述冷却管路和所述火箭推进剂罐之间的旁通阀，以朝向所述冷却管路驱动流。
示例5包括示例4所述的装置，并且还包括阀控制器以基于所述火箭推进剂罐中的所述火箭推进剂的量改变所述旁通阀打开的程度。
示例6包括示例1所述的装置，并且还包括旁路分支，所述旁路分支从发动机泄放管路的出口延伸到所述火箭推进剂罐的旁通入口阀。
示例7包括示例6所述的装置，并且还包括由所述旁路分支限定的t形接合部，其中舷外泄放阀设置在所述t形接合部的第一分支处，并且其中所述旁通入口阀设置在所述t形接合部的第二分支处。
示例8包括一种方法，其包括：经由入口阀利用火箭推进剂填充与火箭发动机相关联的火箭推进剂罐；和在填充所述入口阀的同时，通过使用流引导器将所述火箭推进剂的流的至少一部分引向所述火箭发动机的冷却管路以对所述火箭发动机进行热调节。
示例9包括示例8所述的方法，并且还包括：确定所述火箭推进剂罐被填充所述火箭推进剂的程度；和基于所述火箭推进剂罐被填充的所述程度，经由阀控制器改变所述火箭推进剂罐的可调整入口阀的开口的尺寸以控制所述火箭推进剂朝所述冷却管路流动的部分。
示例10包括示例8所述的方法，其中来自所述入口阀的所述火箭推进剂的整个流被引导至所述火箭推进剂罐上游的发动机泄放管路。
示例11包括示例8所述的方法，并且还包括将所述火箭推进剂从所述冷却管路的出口引向所述火箭推进剂罐的旁通入口阀。
示例12包括示例11所述的方法，其中所述旁通入口阀位于t形接头的第一接合部处，所述t形接头与所述冷却管路的所述出口流体连通，并且所述方法还包括改变朝向设置在所述t形接头的第二接合部处的舷外泄放阀流动的所述火箭推进剂的量。
示例13包括一种运载火箭，其包括：火箭发动机；与所述火箭发动机相关联的火箭推进剂罐；用于向所述火箭推进剂罐提供火箭推进剂的入口阀；和流引导器，其用于将所述火箭推进剂的流的至少一部分引向所述火箭发动机的冷却管路以在同时填充所述火箭推进剂罐时对所述火箭发动机进行热调节。
示例14包括示例13所述的运载火箭，并且还包括设置在所述入口阀和所述火箭推进剂罐之间的旁通阀，以改变所述火箭推进剂流到所述冷却管路的程度。
示例15包括示例14所述的运载火箭，并且还包括阀控制器，以基于存在于所述火箭推进剂罐内的所述火箭推进剂的量改变所述旁通阀打开的程度。
示例16包括示例13所述的运载火箭，其中所述冷却管路设置在所述火箭推进剂罐和所述入口阀之间。
示例17包括示例13所述的运载火箭，并且还包括旁路分支，所述旁路分支与所述冷却管路的出口流体连通。
示例18包括示例17所述的运载火箭，并且还包括：设置在由所述旁路分支限定的t形接合部的第一分支处的舷外泄放阀；和设置在所述t形接合部的第二分支处的所述火箭推进剂罐的入口旁通阀。
示例19包括示例13所述的运载火箭，其中所述火箭推进剂罐是所述运载火箭的助推火箭的一部分。
示例20包括示例13所述的运载火箭，其中所述流引导器包括多个阀，并且所述运载火箭还包括阀控制器以在所述火箭推进剂罐的填充过程期间协调所述阀的打开和关闭。
示例21包括一种装置，其包括：用于利用火箭推进剂填充火箭推进剂罐的器件，其具有用于当所述火箭推进剂罐被填充时同时向火箭发动机的冷却管路提供所述火箭推进剂的器件。
示例22包括示例21所述的装置，并且还包括用于检测所述火箭推进剂罐的填充水平的器件。
示例23包括示例22所述的装置，并且还包括用于基于所述填充水平改变所述火箭推进剂罐的入口的开口的器件。
示例24包括示例21所述的装置，并且还包括用于从发动机泄放管路的出口向所述火箭推进剂罐提供所述火箭推进剂的器件。
从上述内容可以理解，已经公开了能够时间有效地填充低温火箭燃料罐的示例性方法、装置和制品。结果，例如，本文公开的示例使得运载火箭或航天器能够实现相对快速的发射准备和/或周转时间。换句话说，通过本文公开的示例实现快速响应运载火箭。本文公开的示例例如能够从当前运载火箭中使用的已知低温燃料填充系统到发射准备节省大约一到两个小时。
尽管本文已经公开了某些示例性方法、装置和制品，但是本专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利涵盖了完全落入本专利权利要求范围内的所有方法、装置和制品。尽管本文公开的示例与运载火箭相关，但是本文公开的示例可以用任何流体填充应用或交通工具类型来实施。

Claims (18)

1.一种装置，其包括：
用于利用火箭推进剂(206)供应火箭推进剂罐(202)的入口阀(212)，所述火箭推进剂罐(202)与火箭发动机(210)相关联；和
流引导器(303、401、503)，其用于将所述火箭推进剂(206)的流的至少一部分从所述入口阀(212)引导至所述火箭发动机(210)的冷却管路(218)，以在所述火箭推进剂罐(202)正被填充所述火箭推进剂(206)时热调节所述火箭发动机(210)。
2.根据权利要求1所述的装置，其中所述火箭发动机(210)被设置在所述火箭推进剂罐(202)和所述入口阀(212)之间，并且可选地，所述装置还包括设置在发动机泄放管路(217)和与所述火箭推进剂罐(202)的入口相关联的预阀(216)之间的推进剂管路(214)。
3.根据权利要求1所述的装置，其还包括设置在所述冷却管路(218)和所述火箭推进剂罐(202)之间的旁通阀(404、512)，以朝向所述冷却管路(218)驱动流，并且可选地，所述装置还包括阀控制器(414)以基于所述火箭推进剂罐(202)中的所述火箭推进剂(206)的量改变所述旁通阀(404、512)打开的程度。
4.根据权利要求1、2或3中任一项所述的装置，其还包括旁路分支(508)，所述旁路分支(508)从发动机泄放管路(217)的出口延伸到所述火箭推进剂罐(202)的旁通入口阀(212)，并且可选地所述装置还包括由所述旁路分支(508)限定的t形接合部(513)，其中舷外泄放阀(220)设置在所述t形接合部(513)的第一分支(511a)处，并且其中所述旁通入口阀(512)设置在所述t形接合部(513)的第二分支(511b)处。
5.一种方法，其包括：
经由入口阀(212)利用火箭推进剂(206)填充与火箭发动机(106、108、210)相关联的火箭推进剂罐(202)；和
在所述填充所述入口阀(212)的同时，通过使用流引导器(303、401、503)将所述火箭推进剂(206)的流的至少一部分引向所述火箭发动机(210)的冷却管路(218)以热调节所述火箭发动机(210)。
6.根据权利要求5所述的方法，其还包括：
确定所述火箭推进剂罐(202)被填充火箭推进剂(206)的程度；和
基于所述火箭推进剂罐(202)被填充的所述程度，经由阀控制器(414)改变所述火箭推进剂罐(202)的可调整入口阀(404、512)的开口的尺寸以控制所述火箭推进剂(206)朝向所述冷却管路(218)流动的所述部分。
7.根据权利要求5所述的方法，其中来自所述入口阀(212)的所述火箭推进剂(206)的整个流被引导至所述火箭推进剂罐(202)上游的发动机泄放管路(217)。
8.根据权利要求5所述的方法，其还包括将所述火箭推进剂(206)从所述冷却管路(218)的出口引向所述火箭推进剂罐(202)的旁通入口阀(512)。
9.根据权利要求5、6、7或8中任一项所述的方法，其中所述旁通入口阀(512)位于t形接头(513)的第一接合部处，所述t形接头(513)与所述冷却管路(218)的所述出口流体连通，并且所述方法还包括改变朝向设置在所述t形接头(513)的第二接合部(511b)处的舷外泄放阀(220)流动的所述火箭推进剂(206)的量。
10.一种运载火箭(100)，其包括：
火箭发动机(210)；
与所述火箭发动机(210)相关联的火箭推进剂罐(202)；
用于向所述火箭推进剂罐(202)提供火箭推进剂(206)的入口阀(212)；和
流引导器(303、401、503)，其用于将所述火箭推进剂(206)的流的至少一部分引向所述火箭发动机(210)的冷却管路(218)以在填充所述火箭推进剂罐(202)的同时热调节所述火箭发动机(210)。
11.根据权利要求10所述的运载火箭(100)，其还包括设置在所述入口阀(212)和所述火箭推进剂罐(202)之间的旁通阀(404、512)，以改变所述火箭推进剂(206)流到所述冷却管路(218)的程度，并且可选地所述运载火箭(100)还包括阀控制器(414)，以基于存在于所述火箭推进剂罐(202)内的所述火箭推进剂(206)的量改变所述旁通阀(404、512)打开的程度。
12.根据权利要求10所述的运载火箭(100)，其中所述冷却管路(218)被设置在所述火箭推进剂罐(202)和所述入口阀(212)之间。
13.根据权利要求10所述的运载火箭(100)，其还包括旁路分支(508)，所述旁路分支(508)与所述冷却管路(218)的出口流体连通，并且可选地所述运载火箭(100)还包括：设置在由所述旁路分支(508)限定的t形接合部(513)的第一分支(511a)处的舷外泄放阀(220)；和设置在所述t形接合部(513)的第二分支(511b)处的所述火箭推进剂罐(202)的入口旁通阀(512)。
14.根据权利要求10所述的运载火箭(100)，其中所述火箭推进剂罐(202)是所述运载火箭(100)的助推火箭的一部分。
15.根据权利要求10、11、12、13或14中任一项所述的运载火箭(100)，其中所述流引导器(303、401、503)包括多个阀，并且所述运载火箭(100)还包括阀控制器(414)以在所述火箭推进剂罐(202)的填充过程期间协调所述阀的打开和关闭。
16.一种装置，其包括：
用于利用火箭推进剂(206)填充(300、400)火箭推进剂罐(202)的器件，其具有用于当所述火箭推进剂罐(202)被填充时同时向所述火箭发动机(210)的冷却管路(218)提供(303、401、503)所述火箭推进剂(206)的器件。
17.根据权利要求16所述的装置，其还包括用于检测(416)所述火箭推进剂罐(202)的填充水平的器件，并且可选地所述装置还包括用于基于所述填充水平改变所述火箭推进剂罐(202)的入口的开口(404)的器件。
18.根据权利要求16所述的装置，其还包括用于从发动机泄放管路(217)的出口向所述火箭推进剂罐(202)提供(512)所述火箭推进剂(206)的器件。
CN201910715370.6A 2018-10-05 2019-08-05 并行的火箭发动机预调节和罐装载 Active CN111005822B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/153,435 2018-10-05
US16/153,435 US11338943B2 (en) 2018-10-05 2018-10-05 Concurrent rocket engine pre-conditioning and tank loading

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111005822A true CN111005822A (zh) 2020-04-14
CN111005822B CN111005822B (zh) 2024-08-20

Family

ID=68104433

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910715370.6A Active CN111005822B (zh) 2018-10-05 2019-08-05 并行的火箭发动机预调节和罐装载

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11338943B2 (zh)
EP (2) EP3633175B1 (zh)
CN (1) CN111005822B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113443171A (zh) * 2021-06-30 2021-09-28 上海宇航系统工程研究所 一种采用内舱的双星串联构型

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US12006067B2 (en) * 2019-05-30 2024-06-11 Launch On Demand Corporation Launch on demand
CN114483379B (zh) * 2022-02-11 2024-04-30 江苏深蓝航天有限公司 一种排气结构、液体火箭贮箱排气系统及控制方法
CN114704507B (zh) * 2022-03-14 2023-03-28 蓝箭航天空间科技股份有限公司 运载火箭半调节式蓄压器及pogo振动抑制方法
US12110133B2 (en) 2022-04-06 2024-10-08 Maxar Space Llc Spacecraft propellant loading system
KR20240059937A (ko) * 2022-10-28 2024-05-08 한국항공우주연구원 발사대 시스템
CN116839430B (zh) * 2023-06-30 2024-07-19 北京天兵科技有限公司 一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统和设计方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6101808A (en) * 1998-05-29 2000-08-15 Orbital Technologies Corporation Cryogenic solid hybrid rocket engine and method of propelling a rocket
RU2225813C2 (ru) * 2002-02-04 2004-03-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" Способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракетной двигательной установки
US20040148925A1 (en) * 2002-08-09 2004-08-05 Knight Andrew F. Pressurizer for a rocket engine
US7784269B1 (en) * 2006-08-25 2010-08-31 Xcor Aerospace System and method for cooling rocket engines
US20150285187A1 (en) * 2012-11-06 2015-10-08 Snecma Method and a device for feeding a rocket engine
US20150354503A1 (en) * 2013-01-11 2015-12-10 Snecma System and a method for feeding a rocket engine
CN108138697A (zh) * 2015-10-05 2018-06-08 维克托发射股份有限公司 改善的液氧-液态丙烯火箭发动机

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5644920A (en) * 1995-09-25 1997-07-08 Rockwell International Corporation Liquid propellant densification
US5862670A (en) 1997-09-16 1999-01-26 Boeing North American, Inc. Cyrogenic upper stage for reusable launch vehicle
US6932302B2 (en) * 2002-12-19 2005-08-23 The Boeing Company Reusable launch system
US20090288390A1 (en) * 2008-05-23 2009-11-26 Thomas Clayton Pavia Simplified thrust chamber recirculating cooling system
US20100326097A1 (en) * 2009-06-30 2010-12-30 Nguyen Han V Methods and systems for densifying a liquid fuel using a liquid nitrogen bath
US8720181B1 (en) * 2010-08-26 2014-05-13 The Boeing Company Rocket engine ignition flame reduction system
FR3042821B1 (fr) * 2015-10-26 2017-12-01 Snecma Procede de regulation de la pression au sein d'un premier reservoir d'ergol de moteur fusee

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6101808A (en) * 1998-05-29 2000-08-15 Orbital Technologies Corporation Cryogenic solid hybrid rocket engine and method of propelling a rocket
RU2225813C2 (ru) * 2002-02-04 2004-03-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" Способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракетной двигательной установки
US20040148925A1 (en) * 2002-08-09 2004-08-05 Knight Andrew F. Pressurizer for a rocket engine
US7784269B1 (en) * 2006-08-25 2010-08-31 Xcor Aerospace System and method for cooling rocket engines
US20150285187A1 (en) * 2012-11-06 2015-10-08 Snecma Method and a device for feeding a rocket engine
US20150354503A1 (en) * 2013-01-11 2015-12-10 Snecma System and a method for feeding a rocket engine
CN108138697A (zh) * 2015-10-05 2018-06-08 维克托发射股份有限公司 改善的液氧-液态丙烯火箭发动机

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113443171A (zh) * 2021-06-30 2021-09-28 上海宇航系统工程研究所 一种采用内舱的双星串联构型
CN113443171B (zh) * 2021-06-30 2023-03-07 上海宇航系统工程研究所 一种采用内舱的双星串联构型

Also Published As

Publication number Publication date
CN111005822B (zh) 2024-08-20
EP3633175B1 (en) 2022-04-06
EP3951156A1 (en) 2022-02-09
EP3633175A1 (en) 2020-04-08
US20200108952A1 (en) 2020-04-09
US11338943B2 (en) 2022-05-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111005822B (zh) 并行的火箭发动机预调节和罐装载
CA3125238C (en) System and method for fluid transfer between spacecraft using a pressurant supply system
EP2935976B1 (en) Cryogenic tank assembly
US5644920A (en) Liquid propellant densification
US10994857B2 (en) Methods and apparatus to cool a vehicle heat source
CN110963086B (zh) 用于无拖曳卫星的变推力冷气推进系统及方法
GB2471571A (en) Method and system for densifying liquid methane using a liquid nitrogen bath
JP2016510378A (ja) ロケットエンジンに供給するシステム及び方法
US20230399986A1 (en) Monitoring systems for hydrogen fueled aircraft
CN211442820U (zh) 用于无拖曳卫星的变推力冷气推进系统
JP2017140865A (ja) 燃料供給システム、燃料供給方法及び航空機
US6073450A (en) Combined diffuser and recirculation manifold in a propellant tank
CN110848046B (zh) 动力系统试车地面增补压系统及增补压方法
CN112689577A (zh) 在低压管道运输中使用空气和氢气的方法
Jones et al. Conceptual Design for a Dual-Bell Rocket Nozzle System Using a NASA F-15 Airplane as the Flight Testbed
US12078108B2 (en) Hydrogen aircraft with cryo-compressed storage
US20190359355A1 (en) Advanced cooling for cryogenic powered vehicles
CN116923712A (zh) 使用浸没式泵和压缩天然气的基于氢的燃料分配系统
US20230159185A1 (en) Sub-coolers for refueling onboard cryogenic fuel tanks and methods for operating the same
RU2502644C2 (ru) Система наддува топливного бака
Umemura et al. Numerical simulation on liquid hydrogen chill-down process of vertical pipeline
CN112638693A (zh) 使用空气和氦气的气体混合物的管道运输系统
CN106844863A (zh) 一种空天飞行器内外压平衡设计方法
CN115562320A (zh) 一种变推力推进系统及控制方法
JP2024085558A (ja) 推進薬供給装置とこれを備えた宇宙飛行体

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant