JP2000248994A - ロケットエンジンの推薬加圧装置 - Google Patents
ロケットエンジンの推薬加圧装置Info
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- JP2000248994A JP2000248994A JP11052459A JP5245999A JP2000248994A JP 2000248994 A JP2000248994 A JP 2000248994A JP 11052459 A JP11052459 A JP 11052459A JP 5245999 A JP5245999 A JP 5245999A JP 2000248994 A JP2000248994 A JP 2000248994A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 少ない加圧ガスで推薬を所定の圧力で加圧で
き、かつ加圧ガス系統のデバイス類の温度低下を抑制で
き、これにより加圧ガスタンクの容量及び重量を大幅に
低減でき、かつデバイス類のコストを削減できるロケッ
トエンジンの推薬加圧装置を提供する。 【解決手段】 加圧ガスを所定の圧力に調圧して供給す
る調圧弁１２と、調圧された加圧ガスをロケットエンジ
ンの燃焼熱で間接加熱する熱交換器１４と、加熱された
加圧ガスの温度を所定の温度に調節する温度調節器１６
と、温度調節された加圧ガスを推薬タンクに供給する加
圧ガスライン１８とを備え、低温（例えば−１００℃）
の加圧ガスを所定の温度（例えば１００℃）まで加熱
し、加圧ガスの容積をほぼ２倍以上に膨張させ、これを
所定の温度（７０〜８０℃）に調節して推薬タンクに供
給することにより、従来の半分程度の加圧ガスで推薬を
加圧する。
き、かつ加圧ガス系統のデバイス類の温度低下を抑制で
き、これにより加圧ガスタンクの容量及び重量を大幅に
低減でき、かつデバイス類のコストを削減できるロケッ
トエンジンの推薬加圧装置を提供する。 【解決手段】 加圧ガスを所定の圧力に調圧して供給す
る調圧弁１２と、調圧された加圧ガスをロケットエンジ
ンの燃焼熱で間接加熱する熱交換器１４と、加熱された
加圧ガスの温度を所定の温度に調節する温度調節器１６
と、温度調節された加圧ガスを推薬タンクに供給する加
圧ガスライン１８とを備え、低温（例えば−１００℃）
の加圧ガスを所定の温度（例えば１００℃）まで加熱
し、加圧ガスの容積をほぼ２倍以上に膨張させ、これを
所定の温度（７０〜８０℃）に調節して推薬タンクに供
給することにより、従来の半分程度の加圧ガスで推薬を
加圧する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、調圧加圧式ロケッ
トに係わり、更に詳しくは、ロケットエンジンの推薬加
圧装置に関する。
トに係わり、更に詳しくは、ロケットエンジンの推薬加
圧装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】図２は、従来の調圧加圧式ロケットの推
進系の全体外形図である。この図において、１はロケッ
トエンジン、２は燃料タンク、３は酸化剤タンク、４は
加圧ガスタンクである。燃料と酸化剤には例えば液化メ
タンと液化酸素が用いられ、これらを約１８〜２０ａｔ
ｍに調圧した加圧ガス（例えばヘリウムガス）で加圧し
て、エンジン１に供給し燃焼させる。
進系の全体外形図である。この図において、１はロケッ
トエンジン、２は燃料タンク、３は酸化剤タンク、４は
加圧ガスタンクである。燃料と酸化剤には例えば液化メ
タンと液化酸素が用いられ、これらを約１８〜２０ａｔ
ｍに調圧した加圧ガス（例えばヘリウムガス）で加圧し
て、エンジン１に供給し燃焼させる。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上述した調圧加圧式の
ロケット推進系では、液体状態の推薬と相違し加圧ガス
を高圧タンク内に保有するため、加圧ガスタンクの容量
及び重量が非常に大きくなり、例えば静止トランスファ
ー軌道へ１ｔ級衛星打上げの場合、約４５０ｋｇ前後を
占めるている。また、調圧加圧式の場合、高圧ガスを約
１８〜２０ａｔｍまで減圧する際に、いわゆる断熱膨張
（ブローダウン効果）により、約−１００℃前後の低温
までガス温度が低下することがあり、この低温に耐える
ための弁類などのデバイス類が特殊仕様となり、コスト
増の要因となっている。
ロケット推進系では、液体状態の推薬と相違し加圧ガス
を高圧タンク内に保有するため、加圧ガスタンクの容量
及び重量が非常に大きくなり、例えば静止トランスファ
ー軌道へ１ｔ級衛星打上げの場合、約４５０ｋｇ前後を
占めるている。また、調圧加圧式の場合、高圧ガスを約
１８〜２０ａｔｍまで減圧する際に、いわゆる断熱膨張
（ブローダウン効果）により、約−１００℃前後の低温
までガス温度が低下することがあり、この低温に耐える
ための弁類などのデバイス類が特殊仕様となり、コスト
増の要因となっている。
【０００４】本発明はかかる問題点を解決するために創
案されたものである。すなわち、本発明の目的は、少な
い加圧ガスで推薬を所定の圧力で加圧でき、かつ加圧ガ
ス系統のデバイス類の温度低下を抑制でき、これにより
加圧ガスタンクの容量及び重量を大幅に低減でき、かつ
デバイス類のコストを削減できるロケットエンジンの推
薬加圧装置を提供することにある。
案されたものである。すなわち、本発明の目的は、少な
い加圧ガスで推薬を所定の圧力で加圧でき、かつ加圧ガ
ス系統のデバイス類の温度低下を抑制でき、これにより
加圧ガスタンクの容量及び重量を大幅に低減でき、かつ
デバイス類のコストを削減できるロケットエンジンの推
薬加圧装置を提供することにある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、加圧ガ
スを所定の圧力に調圧して供給する調圧弁（１２）と、
調圧された加圧ガスをロケットエンジンの燃焼熱で間接
加熱する熱交換器（１４）と、加熱された加圧ガスの温
度を所定の温度に調節する温度調節器（１６）と、温度
調節された加圧ガスを推薬タンクに供給する加圧ガスラ
イン（１８）と、を備えたことを特徴とするロケットエ
ンジンの推薬加圧装置が提供される。
スを所定の圧力に調圧して供給する調圧弁（１２）と、
調圧された加圧ガスをロケットエンジンの燃焼熱で間接
加熱する熱交換器（１４）と、加熱された加圧ガスの温
度を所定の温度に調節する温度調節器（１６）と、温度
調節された加圧ガスを推薬タンクに供給する加圧ガスラ
イン（１８）と、を備えたことを特徴とするロケットエ
ンジンの推薬加圧装置が提供される。
【０００６】上記本発明の構成によれば、熱交換器（１
４）により、低温（例えば−１００℃）の加圧ガスを所
定の温度（例えば１００℃）まで加熱して、加圧ガスの
容積をほぼ２倍以上に膨張させることができる。従っ
て、これを温度調節器（１６）で所定の温度（例えば７
０〜８０℃）に調節し、加圧ガスライン（１８）で推薬
タンクに供給することにより、従来の半分程度の加圧ガ
スで推薬を加圧することができる。
４）により、低温（例えば−１００℃）の加圧ガスを所
定の温度（例えば１００℃）まで加熱して、加圧ガスの
容積をほぼ２倍以上に膨張させることができる。従っ
て、これを温度調節器（１６）で所定の温度（例えば７
０〜８０℃）に調節し、加圧ガスライン（１８）で推薬
タンクに供給することにより、従来の半分程度の加圧ガ
スで推薬を加圧することができる。
【０００７】また、調圧弁（１２）における断熱膨張
（ブローダウン効果）により、約−１００℃前後の低温
までガス温度が低下しても、熱交換器（１４）により所
定の温度（例えば１００℃）まで加熱するので、加圧ガ
ス系統のデバイス類の使用最低温度を所定の温度に設定
でき、安価な標準使用のデバイス類を使用できコスト低
減が可能となる。
（ブローダウン効果）により、約−１００℃前後の低温
までガス温度が低下しても、熱交換器（１４）により所
定の温度（例えば１００℃）まで加熱するので、加圧ガ
ス系統のデバイス類の使用最低温度を所定の温度に設定
でき、安価な標準使用のデバイス類を使用できコスト低
減が可能となる。
【０００８】本発明の好ましい実施形態によれば、前記
熱交換器（１４）は、ロケットエンジンのエンジン壁面
に設置された伝熱管である。この構成により、簡単な構
造で加圧ガスの間接加熱ができ、かつロケットエンジン
の熱負荷を軽減することができる。
熱交換器（１４）は、ロケットエンジンのエンジン壁面
に設置された伝熱管である。この構成により、簡単な構
造で加圧ガスの間接加熱ができ、かつロケットエンジン
の熱負荷を軽減することができる。
【０００９】また、前記温度調節器（１６）は、熱交換
器（１４）をバイパスするバイパスラインに設けられた
流量調節手段である。この構成により流量調節手段によ
りバイパスラインの流量を調節して、推薬タンクに供給
する加圧ガスの温度を容易に調節することができる。
器（１４）をバイパスするバイパスラインに設けられた
流量調節手段である。この構成により流量調節手段によ
りバイパスラインの流量を調節して、推薬タンクに供給
する加圧ガスの温度を容易に調節することができる。
【００１０】流量調節手段は、開閉弁と流量調整用オリ
フィスの組合せ、又は流量調整弁であるのがよい。開閉
弁と流量調整用オリフィスの組合せのバイパスラインを
複数設置することにより、開閉弁の開閉（ＯＮ／ＯＦ
Ｆ）だけできめ細やかな温度調節ができる。また、流量
調整弁を用いることにより、単一の流量調整弁の弁開度
で精密な温度調節ができる。
フィスの組合せ、又は流量調整弁であるのがよい。開閉
弁と流量調整用オリフィスの組合せのバイパスラインを
複数設置することにより、開閉弁の開閉（ＯＮ／ＯＦ
Ｆ）だけできめ細やかな温度調節ができる。また、流量
調整弁を用いることにより、単一の流量調整弁の弁開度
で精密な温度調節ができる。
【００１１】
【発明の実施の形態】以下、本発明の好ましい実施形態
を図面を参照して説明する。なお、各図において共通す
る部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略す
る。図１は、本発明による推薬加圧装置を備えた調圧加
圧式ロケットの推進系系統図である。この図において、
本発明のロケットエンジンの推薬加圧装置１０は、調圧
弁１２、熱交換器１４、温度調節器１６、及び加圧ガス
ライン１８を備える。
を図面を参照して説明する。なお、各図において共通す
る部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略す
る。図１は、本発明による推薬加圧装置を備えた調圧加
圧式ロケットの推進系系統図である。この図において、
本発明のロケットエンジンの推薬加圧装置１０は、調圧
弁１２、熱交換器１４、温度調節器１６、及び加圧ガス
ライン１８を備える。
【００１２】調圧弁１２は、加圧ガスタンク４に高圧で
保管された加圧ガス（例えばヘリウムガス）を所定の圧
力（約１８〜２０ａｔｍ）に調圧してエンジン側に供給
する。
保管された加圧ガス（例えばヘリウムガス）を所定の圧
力（約１８〜２０ａｔｍ）に調圧してエンジン側に供給
する。
【００１３】熱交換器１４は、ロケットエンジン１のエ
ンジン壁面に設置された伝熱管であり、調圧弁１２で調
圧された加圧ガスをロケットエンジンの燃焼熱で間接加
熱して所定の温度（例えば１００℃）まで加熱する。な
お、熱交換器１４は別の構成、例えばプレートフィン型
の熱交換器であってもよい。
ンジン壁面に設置された伝熱管であり、調圧弁１２で調
圧された加圧ガスをロケットエンジンの燃焼熱で間接加
熱して所定の温度（例えば１００℃）まで加熱する。な
お、熱交換器１４は別の構成、例えばプレートフィン型
の熱交換器であってもよい。
【００１４】温度調節器１６は、この例では、熱交換器
１４をバイパスする複数のバイパスライン１７に設けら
れた開閉弁１６ａと流量調整用オリフィス１６ｂの組合
せであり、開閉弁１６ａの開閉（ＯＮ／ＯＦＦ）だけで
きめ細やかな温度調節をするようになっている。なお、
流量調節手段として、単一のバイパスラインに流量調整
弁を備えて、加熱された加圧ガスの温度を所定の温度
（例えば７０〜８０℃）に調節してもよい。この構成に
より、単一の流量調整弁の弁開度で精密な温度調節がで
きる。
１４をバイパスする複数のバイパスライン１７に設けら
れた開閉弁１６ａと流量調整用オリフィス１６ｂの組合
せであり、開閉弁１６ａの開閉（ＯＮ／ＯＦＦ）だけで
きめ細やかな温度調節をするようになっている。なお、
流量調節手段として、単一のバイパスラインに流量調整
弁を備えて、加熱された加圧ガスの温度を所定の温度
（例えば７０〜８０℃）に調節してもよい。この構成に
より、単一の流量調整弁の弁開度で精密な温度調節がで
きる。
【００１５】加圧ガスライン１８は、熱交換器１４及び
温度調節器１６の出口から推薬タンク（燃料タンク２と
酸化剤タンク３）を結ぶラインであり、温度調節された
加圧ガスを推薬タンクに供給してこれを所定の圧力に加
圧するようになっている。
温度調節器１６の出口から推薬タンク（燃料タンク２と
酸化剤タンク３）を結ぶラインであり、温度調節された
加圧ガスを推薬タンクに供給してこれを所定の圧力に加
圧するようになっている。
【００１６】加圧ガスライン１８から供給された加圧ガ
スにより、燃料タンク２及び酸化剤タンク３の燃料と酸
化剤（例えば液化メタンと液化酸素）は、液体状態のま
まエンジン１に供給され、ここで蒸発・燃焼して高温
（例えば約２０００℃）の燃焼ガスを噴射し、ロケット
エンジンを推進させる。またこの高温により上述した熱
交換器１４（伝熱管）により、加圧ガスが間接加熱され
ると共に、エンジン壁面の熱負荷が低減される。なお、
エンジン１に供給される推薬の一部でエンジンを冷却す
るように構成してもよい。
スにより、燃料タンク２及び酸化剤タンク３の燃料と酸
化剤（例えば液化メタンと液化酸素）は、液体状態のま
まエンジン１に供給され、ここで蒸発・燃焼して高温
（例えば約２０００℃）の燃焼ガスを噴射し、ロケット
エンジンを推進させる。またこの高温により上述した熱
交換器１４（伝熱管）により、加圧ガスが間接加熱され
ると共に、エンジン壁面の熱負荷が低減される。なお、
エンジン１に供給される推薬の一部でエンジンを冷却す
るように構成してもよい。
【００１７】上述した本発明の構成によれば、熱交換器
１４により、低温（例えば−１００℃）の加圧ガスを所
定の温度（例えば１００℃）まで加熱して、加圧ガスの
容積をほぼ２倍以上に膨張させることができる。従っ
て、これを温度調節器１６で所定の温度（例えば７０〜
８０℃）に調節し、加圧ガスライン１８で推薬タンクに
供給することにより、従来の半分程度の加圧ガスで推薬
を加圧することができる。
１４により、低温（例えば−１００℃）の加圧ガスを所
定の温度（例えば１００℃）まで加熱して、加圧ガスの
容積をほぼ２倍以上に膨張させることができる。従っ
て、これを温度調節器１６で所定の温度（例えば７０〜
８０℃）に調節し、加圧ガスライン１８で推薬タンクに
供給することにより、従来の半分程度の加圧ガスで推薬
を加圧することができる。
【００１８】また、調圧弁１２における断熱膨張（ブロ
ーダウン効果）により、約−１００℃前後の低温までガ
ス温度が低下しても、熱交換器１４により所定の温度
（例えば１００℃）まで加熱するので、加圧ガス系統の
デバイス類の使用最低温度を所定の温度に設定でき、安
価な標準使用のデバイス類を使用できコスト低減が可能
となる。
ーダウン効果）により、約−１００℃前後の低温までガ
ス温度が低下しても、熱交換器１４により所定の温度
（例えば１００℃）まで加熱するので、加圧ガス系統の
デバイス類の使用最低温度を所定の温度に設定でき、安
価な標準使用のデバイス類を使用できコスト低減が可能
となる。
【００１９】なお、本発明は上述した実施形態に限定さ
れず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できる
ことは勿論である。
れず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できる
ことは勿論である。
【００２０】
【発明の効果】上述したように、調圧加圧式ロケット推
進系においては、推薬供給に必要な加圧ガスの量を極力
小さくすることで、加圧ガス保管タンクの体積を抑え、
重量面で大きなメリットを得ることができる。すなわ
ち、本発明を調圧加圧方式のロケット推進系に採用する
ことにより、加圧ガス量を約３０％程度削減可能であ
る。これをロケットのペイロード重量に換算すると約１
０〜２０％（約１００〜２００ｋｇ、静止トランスファ
ー軌道へ１ｔ級衛星打上げの場合）となり、ロケット打
ち上げ能力上大きなメリットとなる。
進系においては、推薬供給に必要な加圧ガスの量を極力
小さくすることで、加圧ガス保管タンクの体積を抑え、
重量面で大きなメリットを得ることができる。すなわ
ち、本発明を調圧加圧方式のロケット推進系に採用する
ことにより、加圧ガス量を約３０％程度削減可能であ
る。これをロケットのペイロード重量に換算すると約１
０〜２０％（約１００〜２００ｋｇ、静止トランスファ
ー軌道へ１ｔ級衛星打上げの場合）となり、ロケット打
ち上げ能力上大きなメリットとなる。
【００２１】また、調圧加圧方式の場合、ガスタンクの
ブローダウン効果により、最悪−１００℃までガス温度
が低下し、低温に耐えるためのデバイス類（弁類など）
の選定が大きなコスト増の要因となっていたが、本発明
の採用により、ガス温度を常温付近にコントロールする
ことが可能になり、低価格の民生品を利用して大幅なコ
ストダウンが期待できる。
ブローダウン効果により、最悪−１００℃までガス温度
が低下し、低温に耐えるためのデバイス類（弁類など）
の選定が大きなコスト増の要因となっていたが、本発明
の採用により、ガス温度を常温付近にコントロールする
ことが可能になり、低価格の民生品を利用して大幅なコ
ストダウンが期待できる。
【００２２】従って、本発明のロケットエンジンの推薬
加圧装置は、少ない加圧ガスで推薬を所定の圧力で加圧
でき、かつ加圧ガス系統のデバイス類の温度低下を抑制
でき、これにより加圧ガスタンクの容量及び重量を大幅
に低減でき、かつデバイス類のコストを削減できる、等
の優れた効果を有する。
加圧装置は、少ない加圧ガスで推薬を所定の圧力で加圧
でき、かつ加圧ガス系統のデバイス類の温度低下を抑制
でき、これにより加圧ガスタンクの容量及び重量を大幅
に低減でき、かつデバイス類のコストを削減できる、等
の優れた効果を有する。
【図１】本発明による推薬加圧装置を備えた調圧加圧式
ロケットの推進系系統図である。
ロケットの推進系系統図である。
【図２】従来の調圧加圧式ロケットの推進系の全体外形
図である。
図である。
１ ロケットエンジン ２ 燃料タンク ３ 酸化剤タンク ４ 加圧ガスタンク １０ 推薬加圧装置 １２ 調圧弁 １４ 熱交換器 １６ 温度調節器 １８ 加圧ガスライン
Claims (4)
- 【請求項１】 加圧ガスを所定の圧力に調圧して供給す
る調圧弁（１２）と、調圧された加圧ガスをロケットエ
ンジンの燃焼熱で間接加熱する熱交換器（１４）と、加
熱された加圧ガスの温度を所定の温度に調節する温度調
節器（１６）と、温度調節された加圧ガスを推薬タンク
に供給する加圧ガスライン（１８）と、を備えたことを
特徴とするロケットエンジンの推薬加圧装置。 - 【請求項２】 前記熱交換器（１４）は、ロケットエン
ジンのエンジン壁面に設置された伝熱管である、ことを
特徴とする請求項１に記載のロケットエンジンの推薬加
圧装置。 - 【請求項３】 前記温度調節器（１６）は、熱交換器
（１４）をバイパスするバイパスラインに設けられた流
量調節手段である、ことを特徴とする請求項１に記載の
ロケットエンジンの推薬加圧装置。 - 【請求項４】 流量調節手段は、開閉弁と流量調整用オ
リフィスの組合せ、又は流量調整弁である、ことを特徴
とする請求項３に記載のロケットエンジンの推薬加圧装
置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11052459A JP2000248994A (ja) | 1999-03-01 | 1999-03-01 | ロケットエンジンの推薬加圧装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11052459A JP2000248994A (ja) | 1999-03-01 | 1999-03-01 | ロケットエンジンの推薬加圧装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000248994A true JP2000248994A (ja) | 2000-09-12 |
Family
ID=12915314
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11052459A Pending JP2000248994A (ja) | 1999-03-01 | 1999-03-01 | ロケットエンジンの推薬加圧装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000248994A (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007239473A (ja) * | 2006-03-06 | 2007-09-20 | Ihi Aerospace Co Ltd | ロケットエンジン |
| JP2009540190A (ja) * | 2006-07-07 | 2009-11-19 | シー アンド スペース インコーポレイテッド | ロケット推進用メタンエンジン |
| JP2012533701A (ja) * | 2009-07-17 | 2012-12-27 | スネクマ | 極低温推進剤を用いるロケットエンジン |
| JP2015077825A (ja) * | 2013-10-15 | 2015-04-23 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 極低温推進薬貯蔵装置 |
| WO2016046924A1 (ja) * | 2014-09-25 | 2016-03-31 | 川口 淳一郎 | 流体を加圧し供給する装置、システム、および方法。 |
| GB2561898A (en) * | 2017-04-28 | 2018-10-31 | Mexichem Fluor Sa De Cv | Improvements in or relating to propellant conditioning assemblies |
| FR3072731A1 (fr) * | 2017-10-23 | 2019-04-26 | Arianegroup Sas | Dispositif ameliore de regulation de pression de reservoir pour applications spatiales |
| EP3981692A1 (en) * | 2020-10-09 | 2022-04-13 | Beijing Interstellar Glory Space Technology Co., Ltd. | Pressurization device for rocket propelled by liquid oxygen and methane and rocket propelled by liquid oxygen and methane |
| CN114459767A (zh) * | 2020-12-25 | 2022-05-10 | 北京天兵科技有限公司 | 一种火箭发动机低温供应系统特性模拟方法 |
-
1999
- 1999-03-01 JP JP11052459A patent/JP2000248994A/ja active Pending
Cited By (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007239473A (ja) * | 2006-03-06 | 2007-09-20 | Ihi Aerospace Co Ltd | ロケットエンジン |
| JP2009540190A (ja) * | 2006-07-07 | 2009-11-19 | シー アンド スペース インコーポレイテッド | ロケット推進用メタンエンジン |
| JP4824814B2 (ja) * | 2006-07-07 | 2011-11-30 | シー アンド スペース インコーポレイテッド | ロケット推進用メタンエンジン |
| JP2012533701A (ja) * | 2009-07-17 | 2012-12-27 | スネクマ | 極低温推進剤を用いるロケットエンジン |
| JP2012533700A (ja) * | 2009-07-17 | 2012-12-27 | スネクマ | 極低温推進剤を用いるロケットエンジン |
| JP2015077825A (ja) * | 2013-10-15 | 2015-04-23 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 極低温推進薬貯蔵装置 |
| CN107076055A (zh) * | 2014-09-25 | 2017-08-18 | 帕奇德科尼克斯有限责任公司 | 流体加压供给装置、系统以及方法 |
| JPWO2016046924A1 (ja) * | 2014-09-25 | 2017-08-17 | 合同会社パッチドコニックス | 流体を加圧し供給する装置、システム、および方法。 |
| WO2016046924A1 (ja) * | 2014-09-25 | 2016-03-31 | 川口 淳一郎 | 流体を加圧し供給する装置、システム、および方法。 |
| CN107076055B (zh) * | 2014-09-25 | 2018-11-02 | 帕奇德科尼克斯有限责任公司 | 流体加压供给装置、系统以及方法 |
| US10605203B2 (en) | 2014-09-25 | 2020-03-31 | Patched Conics, LLC. | Device, system, and method for pressurizing and supplying fluid |
| GB2561898A (en) * | 2017-04-28 | 2018-10-31 | Mexichem Fluor Sa De Cv | Improvements in or relating to propellant conditioning assemblies |
| US11465791B2 (en) | 2017-04-28 | 2022-10-11 | Mexichem Fluor S.A. De C.V. | Propellant conditioning assemblies |
| FR3072731A1 (fr) * | 2017-10-23 | 2019-04-26 | Arianegroup Sas | Dispositif ameliore de regulation de pression de reservoir pour applications spatiales |
| EP3981692A1 (en) * | 2020-10-09 | 2022-04-13 | Beijing Interstellar Glory Space Technology Co., Ltd. | Pressurization device for rocket propelled by liquid oxygen and methane and rocket propelled by liquid oxygen and methane |
| CN114459767A (zh) * | 2020-12-25 | 2022-05-10 | 北京天兵科技有限公司 | 一种火箭发动机低温供应系统特性模拟方法 |
| CN114459767B (zh) * | 2020-12-25 | 2024-01-16 | 北京天兵科技有限公司 | 一种火箭发动机低温供应系统特性模拟方法 |
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