EP1248031A2 - Behälter zur Lagerung kyrogener Flüssigkeiten - Google Patents

Behälter zur Lagerung kyrogener Flüssigkeiten Download PDF

Info

Publication number
EP1248031A2
EP1248031A2 EP20010128582 EP01128582A EP1248031A2 EP 1248031 A2 EP1248031 A2 EP 1248031A2 EP 20010128582 EP20010128582 EP 20010128582 EP 01128582 A EP01128582 A EP 01128582A EP 1248031 A2 EP1248031 A2 EP 1248031A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
tank
liquid
reservoir
removal device
fuel
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.)
Withdrawn
Application number
EP20010128582
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Gaston Dr. Netter
Kei Philipp Dr. Behruzi
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.)
EADS Space Transportation GmbH
Original Assignee
Astrium GmbH
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 Astrium GmbH filed Critical Astrium GmbH
Publication of EP1248031A2 publication Critical patent/EP1248031A2/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F17—STORING OR DISTRIBUTING GASES OR LIQUIDS
    • F17C—VESSELS FOR CONTAINING OR STORING COMPRESSED, LIQUEFIED OR SOLIDIFIED GASES; FIXED-CAPACITY GAS-HOLDERS; FILLING VESSELS WITH, OR DISCHARGING FROM VESSELS, COMPRESSED, LIQUEFIED, OR SOLIDIFIED GASES
    • F17C13/00—Details of vessels or of the filling or discharging of vessels
    • F17C13/008—Details of vessels or of the filling or discharging of vessels for use under microgravity conditions

Definitions

  • the invention relates to a container, in particular a tank for storing cryogenic liquids for the Operation of spacecraft, with one as a conveying medium serving propellant and at least one Removal device for the stored liquid, at which by means of seven and using the Surface tension a separation of the liquid from the Propellant gas is produced.
  • Such a container is a fuel tank from the DE 196 23 017 C1 became known.
  • spacecraft like satellites or orbital stations, are used for both the engines that serve to control the attitude in space as also for engines to carry out the Apogee maneuvers predominantly liquid fuels used in suitable containers carried and the from these usually under Use of a propellant in the fuel or Reaction chambers of the corresponding engines be promoted.
  • propellants Inert gases such as helium or nitrogen are used be pressed under pressure into the fuel tank and thereby the fuel into the respective Press engine-leading piping system.
  • Important is a complete and safe separation between the propellant and the the fuel entering the engine, because the latter must be absolutely free of foreign gas deposits got to.
  • cryogenic fuels are preferred to conventional liquid fuels such as monomethylhydrazine (MMH) wherever possible.
  • MMH monomethylhydrazine
  • a disadvantage of these cryogenic fuels is that, in contrast to conventional fuels, they can generally only be stored to a limited extent.
  • Liquid hydrogen (LH 2 ) changes to the gaseous state at a temperature of about 30 K, so that sufficient insulation of the fuel tank is absolutely necessary to ensure that this fuel can be stored for a sufficiently long period of time.
  • Bubble-free poses an important problem Fuel production under the state of Weightlessness. Such a bubble-free For example, fuel can be subsidized through a Achieve pre-acceleration using additional rockets to reorient the ones in the tank Liquid leads near the outlet pipe.
  • capillary sheets which are usually used for Fuel delivery can be used within the tank and their pumping action on a local change in Capillary pressure.
  • These capillary sheets are located mostly near the tank wall because Liquids in a state of weightlessness there prefer to invest. A cavitation near the Capillary plates can therefore interrupt the Pump effect, so that a special shape the sheets become necessary. Therefore, next to one the best possible thermal insulation of the reservoir to avoid gas formation within this Reservoirs the design of such capillary sheets special requirements for the formation of a tank for such fuels.
  • the object of the invention is to provide a container type mentioned so that even at cryogenic liquids are bubble-free guaranteed by utilizing the surface tension is.
  • the invention solves this problem by a container, in which the removal device in the form of a refillable reservoirs arranged at the bottom thereof is.
  • the reservoir is connected to the interior via delivery lines of the fuel tank connected.
  • the geometry of the Refillable provided according to the invention Reservoirs depend on the respective tank geometry or the liquid to be stored.
  • Two containers are provided as a fuel tank, which is after the Invention advantageously for storing liquid hydrogen (LH2 tank) and liquid Have oxygen (LOX tank) used.
  • LH2 tank liquid hydrogen
  • LOX tank liquid Have oxygen
  • the reservoirs can be refilled and emptied under weightless conditions most of the time when vacuuming under thrust, so that the remaining amount in the tank as far as possible is reduced. In the case of larger fill levels it is ensured that the reservoirs are also under Refill thrust.
  • the design of the containers according to the Invention device provided here has the advantage that they have a low mass and a have very low installation height and at the same time are inexpensive to manufacture.
  • the one through the Removal devices made possible a pre-acceleration before the start of the Withdrawal of fuel and thus the taking of Additional missiles allowed an essential one Weight saving and consequently higher payloads.
  • the fuel tank 1 shown in FIG. 1 is a surface tension tank for the uptake and storage of liquid hydrogen (LH2) as fuel for the top stage of a Rocket.
  • the tank consists of two approximated half-shelled sub-segments, the are welded together. In the interface of the The two half-shells form a relative tank wall strong curvature, so that the stored in the tank Fluid preferred in the state of weightlessness gathers in these areas. It is also in these Areas of capillary pressure particularly low, so that a pumping action occurs in the direction of the corners. This The area of the fuel tank is therefore particularly suitable for positioning a refillable Reservoirs 2.
  • the reservoir 2 has, as in particular with reference to Fig. 2 can be seen, the shape of an annular V-shaped tube. As further from the 4, it is connected to the tank interior 1 via sieves 7, 8.
  • the Mesh size of the sieves is designed so that only liquid penetrate into the reservoir 2 can keep gas bubbles away. To one sufficiently high flow rate through sieves 7 and 8 To ensure that the screen area is as large as possible selected and there are several sieves over the scope of the Reservoirs 2 distributed.
  • a removal device 3 is connected to the reservoir 2 connected and allows the removal of fuel. In order to form bubbles in the removal device 3 prevent, as shown in Fig. 3, is also a the extraction device 6 belonging to the extraction device 3 a heat exchanger 5 connected to the reservoir 2.
  • the gap between the sheet 11 and the sieves 7 and 8 is dimensioned so that the liquid in the vicinity of the sieves one if possible forms little free surface. This leaves the Evaporation of the liquid near the sieve surfaces minimal.
  • the plate 11 is attached to the reservoir 2. Important is in this context that the sheet 11 is not directly is connected to the tank wall 9, so that an excessive Heating of the sheet 11 is avoided.
  • the reservoir 2 is by means of a not shown in the figure thermal insulation attached to the tank wall 9. In this way it can be, depending on the mission, as Install additional component in tank 2.
  • FIG. 5 is a corresponding removal device with a reservoir 12 for use in a tank 21 for liquid oxygen, a so-called LOX tank, shown in the top stage of the missile.
  • This Tank 21 is in the case of the one shown here Embodiment shaped so that it is in the area one from the envelope of the previously described Fuel tanks 1 formed recess is integrated.
  • baffles 13 from a reservoir 12 serving as a removal device starting at right angles to each other along the Tank bottom. They cause the reservoir 12 fills with liquid.
  • the baffles are like this dimensioned so that the heat transfer from the wall minimize in the liquid. Occur in the Liquid cavitation bubbles on the tank wall, see above leads to the geometrical arrangement of the sheets the gas phase deposited on the wall into a Reduction of heat transfer and thus to one additional insulation between the tank wall and Liquid.
  • FIGS. 6 and 7 there is Removal device 12 from a base plate 22 and a cover 23 with a central opening 18.
  • Das Reservoir 12 is divided into two sections, the separated from each other by a conical wall 20 are. It is designed so that the first Volume below the cone 20 via four baffles 19 fills that on the top and bottom of the base plate 22 also at right angles to each other inside the Reservoirs 12 are attached.
  • the filling process is the flow direction in FIG. 7 of the incoming liquid oxygen by arrows indicated. Starting from the corners it fills up first the volume below the cone 20; then fills also the area above the cone.
  • the liquid oxygen flows through a sieve 17 a tank outlet in the form of an exhaust pipe 24.
  • the surface tension is formed by the close-meshed sieve 17, that is wetted by the liquid oxygen, one Barrier against propellant gas, so that only the bubble-free liquid oxygen through the exhaust pipe 24 in the direction the engine is promoted.
  • the screen 17 forms an additional security to the bubble-free To ensure oxygen production.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

Bei einem Oberlächenspannungstank, der insbesondere zur Lagerung kryogener Treibstoffe zum Beispiel in Raumflugkörpern dient und der mit einem als Fördermedium dienenden Treibgas betrieben wird, erfolgt die Separation des Treibstoffes vom Treibgas in einer Treibstoffentnahmevorrichtung mittels Sieben und unter Ausnutzung der Oberflächenspannung. Die Entnahmevorrichtung besitzt die Form eines wiederbefüllbaren Reservoirs, das am Boden des Treibstofftanks angeordnet und über Förderleitungen mit dem Inneren des Treibstofftanks verbunden ist. Sie besteht je nach Tankgeometrie aus einem Gehäuse in Ringform, das durch eine zentrale oder durch eine kreisförmig angeordnete Öffnung mit dem Tankraum verbunden ist, oder aus einer Basisplatte mit einer Abdeckung. Kapillarbleche, die über Anschlüsse mit den Förderleitungen im Tankraum verbunden sind, sind je nach Tankausführung auf der Ober- bzw. Unterseite der Basisplatte angeordnet. In Abhängigkeit von der Treibstoffart verhindert ein Wärmetauscher die Bildung von Gasblasen bei der Entnahme von Treibstoff aus dem Reservoir. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft einen Behälter, insbesondere einen Tank zur Lagerung kryogener Flüssigkeiten für den Betrieb von Raumflugkörpern, mit einem als Fördermedium dienenden Treibgas sowie wenigstens einer Entnahmevorrichtung für die gelagerte Flüssigkeit, bei der mittels Sieben und unter Ausnutzung der Oberflächenspannung eine Separation der Flüssigkeit vom Treibgas herbeigeführt wird.
Ein derartiger Behälter ist als Treibstofftank aus der DE 196 23 017 C1 bekannt geworden. Bei Raumflugkörpern, wie Satelliten oder Orbitalstationen, werden sowohl für die Triebwerke, die der Lageregelung im All dienen, als auch für Triebwerke zur Durchführung des Apogäummanövers überwiegend flüssige Treibstoffe verwendet, die in hierfür geeigneten Behältern mitgeführt und die aus diesen in der Regel unter Verwendung eines Treibgases in die Brenn- bzw. Reaktionskammern der entsprechenden Triebwerke gefördert werden. Als Treibgase werden üblicherweise Inertgase wie Helium oder Stickstoff eingesetzt, die unter Druck in den Treibstoffbehälter gepreßt werden und dadurch den Treibstoff in das zum jeweiligen Triebwerk führende Rohrleitungssystem pressen. Wichtig ist dabei eine vollständige und sichere Trennung zwischen dem als Fördermedium dienenden Treibgas und dem in das Triebwerk gelangenden Treibstoff, da letzterer unbedingt frei von Fremdgaseinlagerungen sein muß.
Aufgrund ihrer höheren Effektivität bei geringerem Gewicht werden kryogene Treibstoffe den herkömmlichen flüssigen Treibstoffen, wie zum Beispiel Monomethylhydrazin (MMH), nach Möglichkeit vorgezogen. Nachteilig wirkt sich bei diesen kryogenen Treibstoffen jedoch aus, daß sie im Gegensatz zu den herkömmlichen Treibstoffen im allgemeinen nur bedingt lagerfähig sind. Flüssiger Wasserstoff (LH2) geht beispielsweise bei einer Temperatur von etwa 30 K in den gasförmigen Zustand über, so daß unbedingt eine ausreichende Isolierung des Treibstofftanks erforderlich ist, um die Lagerfähigkeit dieses Treibstoffs über einen ausreichend langen Zeitraum zu gewährleisten.
Ein wichtiges Problem stellt die blasenfreie Treibstofförderung unter dem Zustand der Schwerelosigkeit dar. Eine solche blasenfreie Treibstofförderung läßt sich zum Beispiel durch eine Vorbeschleunigung mittels Zusatzraketen erreichen, die zu einer Reorientierung der im Tank befindlichen Flüssigkeit in der Nähe des Auslaßrohres führt.
Im Gegensatz zu nicht kryogenen, lagerbaren Treibstoffen kann bei kryogenen Flüssigkeiten die im allgemeinen wärmere Tankwand zu einer Evaporation der in der Nähe der Tankwand befindlichen Flüssigkeit führen, wodurch eine blasenfreie Treibstofförderung zusätzlich erschwert wird. Dies gilt in besonderem Maße auch für Kapillarbleche, die üblicherweise zur Treibstofförderung innerhalb des Tanks verwendet werden und deren Pumpwirkung auf einer lokalen Änderung des Kapillardrucks beruht. Diese Kapillarbleche befinden sich meist in der Nähe der Tankwand, da sich Flüssigkeiten im Zustand der Schwerelosigkeit dort bevorzugt anlagern. Eine Kavitation in der Nähe der Kapillarbleche kann daher zu einer Unterbrechung der Pumpwirkung führen, so daß eine spezielle Formgebung der Bleche notwendig wird. Daher stellt neben einer möglichst guten thermischen Isolierung des Reservoirs zur Vermeidung von Gasbildung innerhalb dieses Reservoirs die Gestaltung solcher Kapillarbleche besondere Anforderungen an die Ausbildung eines Tanks für derartige Treibstoffe .
Aufgabe der Erfindung ist es, einen Behälter der eingangs genannten Art so auszubilden, daß auch bei kryogenen Flüssigkeiten eine blasenfreie Förderung unter Ausnutzung der Oberflächenspannung gewährleistet ist.
Die Erfindung löst diese Aufgabe durch einen Behälter, bei dem die Entnahmevorrichtung in Form eines wiederbefüllbaren Reservoirs an dessen Boden angeordnet ist.
Das Reservoir ist über Förderleitungen mit dem Inneren des Treibstofftanks verbunden. Die Geometrie des erfindungsgemäß vorgesehenen wiederbefüllbaren Reservoirs hängt dabei von der jeweiligen Tankgeometrie bzw. der zu lagernden Flüssigkeit ab. Zwei Behälter werden als Treibstofftank vorgesehen, die sich nach der Erfindung in vorteilhafter Weise zur Lagerung von flüssigem Wasserstoff (LH2-Tank) und flüssigem Sauerstoff (LOX-Tank) verwenden lassen. Die Reservoire sind unter Schwerelosigkeit wiederfüllbar und entleeren sich beim Absaugen unter Schub weitestgehend zuletzt, so daß die im Tank verbleibende Restmenge soweit wie möglich reduziert wird. Für den Fall größerer Füllgrade wird sichergestellt, daß sich die Reservoire auch unter Schub wiederfüllen.
Die Ausgestaltung der bei den Behältern nach der Erfindung vorgesehenen Entnahmevorrichtung weist dabei den Vorteil auf, daß sie eine geringe Masse und eine sehr geringe Einbauhöhe besitzen und zugleich kostengünstig zu fertigen sind. Der durch die Entnahmevorrichtungen möglich gewordene Verzicht auf eine Vorbeschleunigung vor dem Beginn der Treibstoffentnahme und somit auf die Mitnahme von Zusatzraketen erlaubt eine wesentliche Gewichtsersparnis und folglich höhere Nutzlasten.
Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind durch die Merkmale der Unteransprüche gekennzeichnet.
Nachfolgend soll die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen näher erläutert werden. Es zeigen:
Fig. 1
einen Schnitt durch einen Treibstofftank,
Fig. 2
eine perspektivische Darstellung eines Teils der Anordnung gemäß Fig. 1,
Fig. 3
einen Wärmetauscher als Teil der Anordnung gemäß Fig. 1,
Fig. 4
eine vergrößerte Schnittdarstellung des unteren Bereichs des Treibstofftanks gemäß Fig. 1,
Fig. 5
eine Schnittdarstellung eines zweiten Tanks,
Fig. 6
eine Draufsicht auf den unteren Teil der Anordnung gemäß Fig. 5 und
Fig. 7
eine Schnittdarstellung der in Fig. 6 dargestellten Anordnung.
Bei dem in Fig. 1 dargestellten Treibstofftank 1 handelt es sich um einen Oberflächenspannungstank für die Aufnahme und die Lagerung von flüssigem Wasserstoff (LH2) als Treibstoff für die oberste Stufe einer Rakete. Der Tank besteht aus zwei angenähert halbschalig ausgebildeten Teilsegmenten, die miteinander verschweißt sind. In der Nahtstelle der beiden Halbschalen bildet die Tankwand eine relativ starke Krümmung aus, so daß sich die im Tank gelagerte Flüssigkeit im Zustand der Schwerelosigkeit bevorzugt in diesen Bereichen sammelt. Zudem ist in diesen Bereichen der Kapillardruck besonders niedrig, so daß eine Pumpwirkung in Richtung der Ecken eintritt. Dieser Bereich des Treibstofftanks eignet sich daher besonders für die Positionierung eines wiederbefüllbaren Reservoirs 2.
Das Reservoir 2 besitzt, wie insbesondere anhand von Fig. 2 zu erkennen ist, die Gestalt einer ringförmigen Röhre mit V-förmigem Querschnitt. Wie ferner aus der vergrößerten Darstellung Fig. 4 ersichtlich ist, ist es über Siebe 7, 8 mit dem Tankinnenraum 1 verbunden. Die Maschenweite der Siebe ist dabei so ausgelegt, daß lediglich Flüssigkeit in das Reservoir 2 eindringen kann, Gasblasen aber ferngehalten werden. Um eine ausreichend hohe Durchflußrate durch die Siebe 7 und 8 zu gewährleisten, ist die Siebfläche möglichst groß gewählt und es sind mehrere Siebe über den Umfang des Reservoirs 2 verteilt angeordnet.
Eine Entnahmevorrichtung 3 ist mit dem Reservoir 2 verbunden und ermöglicht die Entnahme von Treibstoff. Um eine Blasenbildung in der Entnahmevorrichtung 3 zu verhindern, ist, wie aus Fig. 3 ersichtlich, ferner ein zur Entnahmevorrichtung 3 gehöriges Abzugsrohr 6 über einen Wärmetauscher 5 mit dem Reservoir 2 verbunden.
Um die Wiederfüllbarkeit des Reservoirs 2 über einen längeren Zeitraum zu gewährleisten, muß sichergestellt werden, daß die Kapillarwirkung nicht durch die Bildung von Kavitationsblasen eingeschränkt oder unterbunden wird. Solche Gasblasen würden sich aufgrund der Temperaturdifferenz zwischen dem Fluid und der Tankwand 9 vornehmlich an der Tankwand 9 bilden. Ein dünnes Blech 11, welches die Siebe 7, 8 von der Tankwand 9 trennt, verhindert, daß der Flüssigkeitstransport durch Gasblasen unterbunden oder behindert wird.
Die Kapillarwirkung zwischen dem Blech 11 und den Sieben 7 und 8 bewirkt, daß die Siebe ständig mit Flüssigkeit benetzt sind. Der Spalt zwischen dem Blech 11 und den Sieben 7 bzw. 8 ist so dimensioniert, daß die Flüssigkeit in der Nähe der Siebe eine möglichst geringe freie Oberfläche bildet. Dadurch bleibt die Evaporation der Flüssigkeit in der Nähe der Siebflächen minimal.
Das Blech 11 ist am Reservoir 2 befestigt. Wichtig ist in diesem Zusammenhang, daß das Blech 11 nicht direkt mit der Tankwand 9 verbunden ist, damit eine übermäßige Erwärmung des Bleches 11 vermieden wird. Das Reservoir 2 ist mit Hilfe einer in der Figur nicht dargestellten thermischen Isolierung an der Tankwand 9 angebracht. Auf diese Weise läßt es sich, je nach Mission, als zusätzliche Komponente in den Tank 2 einbauen.
In Fig. 5 ist eine entsprechende Entnahmevorrichtung mit einem Reservoir 12 zur Verwendung in einem Tank 21 für flüssigen Sauerstoff, einem sogenannten LOX-Tank, in der obersten Stufe der Rakete dargestellt. Dieser Tank 21 ist im Fall des hier dargestellten Ausführungsbeispiels so geformt, daß er in den Bereich einer von der Hülle des vorangehend beschriebenen Treibstofftanks 1 gebildeten Ausnehmung integriert ist.
In diesem Tank 21 breiten sich vier Leitbleche 13 von einem als Entnahmevorrichtung dienenden Reservoir 12 ausgehend rechtwinklig zueinander entlang des Tankbodens aus. Sie bewirken, daß sich das Reservoir 12 mit Flüssigkeit füllt. Die Leitbleche werden so dimensioniert, daß sie den Wärmeübergang von der Wand in die Flüssigkeit minimieren. Treten in der Flüssigkeit an der Tankwand Kavitationsblasen auf, so führt die geometrische Anordnung der Bleche aufgrund der an der Wand angelagerten Gasphase zu einer Reduzierung des Wärmeübergangs und somit zu einer zusätzlichen Isolierung zwischen Tankwand und Flüssigkeit.
Wie in den Figuren 6 und 7 erkennbar, besteht die Entnahmevorrichtung 12 aus einer Basisplatte 22 und einer Abdeckung 23 mit einer zentralen Öffnung 18. Das Reservoir 12 ist in zwei Teilbereiche unterteilt, die durch eine kegelförmige Wand 20 voneinander getrennt sind. Es ist dabei so ausgelegt, daß sich zunächst das Volumen unterhalb des Kegels 20 über vier Leitbleche 19 füllt, die auf der Ober- und Unterseite der Basisplatte 22 ebenfalls rechtwinklig zueinander im Inneren des Reservoirs 12 angebracht sind. Zur Verdeutlichung des Füllvorgangs ist dabei in Fig. 7 die Strömungsrichtung des einströmenden flüssigen Sauerstoffs durch Pfeile angedeutet. Von den Ecken ausgehend füllt sich zunächst das Volumen unterhalb des Kegels 20; anschließend füllt sich auch der Bereich oberhalb des Kegels.
Zur Entlüftung befindet sich an der Oberseite des Reservoirs eine Öffnung 18, die so dimensioniert ist, daß unter Mikrogravitationsbedingungen lediglich Gas entweichen kann.
Während der Beschleunigungsphase durch das Triebwerk fließt der flüssige Sauerstoff durch ein Sieb 17 zu einem Tankauslaß in Form eines Abzugsrohrs 24. Infolge der Oberflächenspannung bildet das engmaschige Sieb 17, das vom flüssigen Sauerstoff benetzt wird, eine Barriere gegen Treibgas, so daß nur der blasenfreie flüssige Sauerstoff durch das Abzugsrohr 24 in Richtung des Triebwerks gefördert wird. Das Sieb 17 bildet dabei eine zusätzliche Sicherheit, um die blasenfreie Sauerstofförderung zu gewährleisten.

Claims (6)

  1. Behälter, insbesondere Tank zur Lagerung kryogener Flüssigkeiten für den Betrieb von Raumflugkörpern, mit einem als Fördermedium dienenden Treibgas sowie wenigstens einer Entnahmevorrichtung für die gelagerte Flüssigkeit, bei der mittels Sieben und unter Ausnutzung der Oberflächenspannung eine Separation der Flüssigkeit vom Treibgas herbeigeführt wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Entnahmevorrichtung (2, 12) in Form eines wiederbefüllbaren Reservoirs am Boden des Behälters (1, 21) angeordnet ist.
  2. Treibstofftank nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Entnahmevorrichtung (2) eine ringförmige Struktur aufweist, an deren Seitenflächen Siebe (7, 8) angebracht sind.
  3. Treibstofftank nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß Bleche (11) zwischen den Sieben (7, 8) und der Tankwand (9) angeordnet sind.
  4. Treibstofftank nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Reservoir (2) über einen Wärmetauscher (5) mit einem Tankauslaß (6) verbunden ist.
  5. Sauerstofftank nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Entnahmevorrichtung (12) aus einer Basisplatte (22) und einer Abdeckung (23) mit einer zentralen Öffnung (18) besteht, die über Förderleitungen (13) mit dem Inneren des Sauerstofftanks (21) verbunden ist.
  6. Sauerstofftank nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß auf der Ober- und Unterseite der Basisplatte (22) Kapillarbleche (16) angeordnet sind.
EP20010128582 2001-04-07 2001-11-30 Behälter zur Lagerung kyrogener Flüssigkeiten Withdrawn EP1248031A2 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE2001117557 DE10117557A1 (de) 2001-04-07 2001-04-07 Behälter zur Lagerung kryogener Flüssigkeiten
DE10117557 2001-04-07

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP1248031A2 true EP1248031A2 (de) 2002-10-09

Family

ID=7680878

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP20010128582 Withdrawn EP1248031A2 (de) 2001-04-07 2001-11-30 Behälter zur Lagerung kyrogener Flüssigkeiten

Country Status (2)

Country Link
EP (1) EP1248031A2 (de)
DE (1) DE10117557A1 (de)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009019374A1 (fr) * 2007-08-07 2009-02-12 L'Air Liquide Société Anonyme pour l'Etude et l'Exploitation des Procédés Georges Claude Réservoir cryogénique et lanceur spatial comprenant un tel réservoir
EP2143988A1 (de) 2008-07-04 2010-01-13 Snecma Speichersystem für kryogene Flüssigkeit in einem Weltraumgefährt

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102005035356B3 (de) 2005-07-28 2006-10-19 Eads Space Transportation Gmbh Treibstofftank
DE102005044534B3 (de) 2005-09-17 2007-06-06 Astrium Gmbh Treibstofftank für kryogene Flüssigkeiten
DE102005062092B3 (de) 2005-12-22 2007-03-29 Eads Space Transportation Gmbh Treibstofftank
DE102007005539B3 (de) 2007-02-03 2008-08-14 Astrium Gmbh Tank zur Lagerung kryogener Flüssigkeiten oder lagerfähiger flüssiger Treibstoffe
DE102008026320B3 (de) 2008-06-03 2009-12-03 Astrium Gmbh Tank zur Lagerung kryogener Flüssigkeiten und lagerfähiger Treibstoffe

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009019374A1 (fr) * 2007-08-07 2009-02-12 L'Air Liquide Société Anonyme pour l'Etude et l'Exploitation des Procédés Georges Claude Réservoir cryogénique et lanceur spatial comprenant un tel réservoir
FR2919852A1 (fr) * 2007-08-07 2009-02-13 Air Liquide Reservoir cryogenique et lanceur spatial comprenant un tel reservoir
EP2143988A1 (de) 2008-07-04 2010-01-13 Snecma Speichersystem für kryogene Flüssigkeit in einem Weltraumgefährt
RU2529084C2 (ru) * 2008-07-04 2014-09-27 Снекма Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата

Also Published As

Publication number Publication date
DE10117557A1 (de) 2002-10-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1953445B1 (de) Tank zur Lagerung kryogener Flüssigkeiten und lagerfähiger Treibstoffe
DE3786715T2 (de) Passive Bewirtschaftungsanordnung für Treibstoff.
EP1748248B1 (de) Treibstofftank
EP1801011B1 (de) Treibstofftank
EP1924804B1 (de) Treibstofftank für kryogene flüssigkeiten
EP2130768B1 (de) Tank zur Lagerung kryogener Flüssigkeiten und lagerfähiger Treibstoffe
EP2241505B1 (de) Blasenfalle für Treibstofftanks in Raumflugkörpern
EP1128123B1 (de) Speicherbehälter für kryogene Flüssigkeiten mit verstärkten Wandungen
DE2458368C3 (de) Vorratsbehälter für zwei Fluida
DE69202928T2 (de) Oberflächenspannungsbehälter mit Mehrfachausgangleistungen.
DE4337581B4 (de) System zur Versorgung von Motoren eines Raumfahrzeuges mit flüssigem Treibstoff
DE19810638C1 (de) Treibstofftank
EP1248031A2 (de) Behälter zur Lagerung kyrogener Flüssigkeiten
DE69810020T2 (de) Kompaktes, monolithisches Monergolantriebssystem für kleinen Satelliten
EP0981009B1 (de) Speicherbehälter für kryogene Flüssigkeiten
DE10040755C2 (de) Treibstofftank
DE19623017C1 (de) Treibstofftank
EP3562743B1 (de) Behälter zum aufnehmen, speichern und abgeben von flüssigkeiten und/oder viskosen stoffen, insbesondere von kraftstoff oder treibstoff oder trinkwasser, verfahren zu dessen herstellung und dessen verwendung
DE4216954C2 (de) Behälter, insbesondere Treibstofftank
DE4217051A1 (de) Treibstoffversorgungssystem für Raketentriebwerke
EP0558896B1 (de) Dämpfungsvorrichtung
DE102011122352B4 (de) Tank zur Separation von Flüssigkeiten im Orbit
EP2806204B1 (de) Tank zur Separation von Flüssigkeiten im Orbit
DE2219465A1 (de) Membrantank, insbesondere flachtank zur speicherung verfluessigter gase
DE2727016A1 (de) Membrantank fuer tieftemperatur- fluessiggas

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE TR

AX Request for extension of the european patent

Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: EADS SPACE TRANSPORTATION GMBH

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN WITHDRAWN

18W Application withdrawn

Effective date: 20040124