JPH07315299A - Resource feeder for space shuttle - Google Patents
Resource feeder for space shuttleInfo
- Publication number
- JPH07315299A JPH07315299A JP6113211A JP11321194A JPH07315299A JP H07315299 A JPH07315299 A JP H07315299A JP 6113211 A JP6113211 A JP 6113211A JP 11321194 A JP11321194 A JP 11321194A JP H07315299 A JPH07315299 A JP H07315299A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- tank
- propellant
- gas
- valve
- nto
- 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.)
- Pending
Links
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims abstract description 26
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 claims description 15
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 3
- 239000000470 constituent Substances 0.000 claims description 2
- 239000003814 drug Substances 0.000 claims 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 abstract description 35
- 238000001816 cooling Methods 0.000 abstract description 6
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 abstract description 6
- 239000000498 cooling water Substances 0.000 abstract description 5
- 239000001307 helium Substances 0.000 abstract description 5
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 abstract description 5
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 5
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 3
- 229910001873 dinitrogen Inorganic materials 0.000 abstract description 3
- 239000002826 coolant Substances 0.000 abstract 3
- WFPZPJSADLPSON-UHFFFAOYSA-N dinitrogen tetraoxide Chemical compound [O-][N+](=O)[N+]([O-])=O WFPZPJSADLPSON-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 14
- HDZGCSFEDULWCS-UHFFFAOYSA-N monomethylhydrazine Chemical compound CNN HDZGCSFEDULWCS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 10
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 9
- OAKJQQAXSVQMHS-UHFFFAOYSA-N Hydrazine Chemical compound NN OAKJQQAXSVQMHS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000003054 catalyst Substances 0.000 description 2
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 2
- WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N pyrogallol Chemical compound OC1=CC=CC(O)=C1O WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 241000028631 Microstomus pacificus Species 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 1
- 239000010720 hydraulic oil Substances 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 239000003921 oil Substances 0.000 description 1
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 1
- 239000002904 solvent Substances 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
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
- B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
- B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
-
- 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
- B64G1/14—Space shuttles
-
- 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
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、宇宙往還機の推進力お
よび構成機器の動力を生み出す推進薬と機器を冷却する
冷媒とを供給するソリース供給装置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a solvent supply device for supplying a propellant which produces the propulsive force of a space shuttle and the power of component equipment and a refrigerant for cooling the equipment.
【０００２】[0002]
【従来の技術】宇宙往還機には、宇宙往還機を推進させ
る推進システム、舵などの操縦系統を操作する動力シス
テム、電子機器などを冷却する熱制御システムが設けら
れている。これらのシステムはエネルギーまたはエネル
ギー移送の主媒体として推進薬、冷媒、およびこれら推
進薬、冷媒を加圧して送出する押しガスが用いられてい
る。推進薬にはＮＴＯ（四酸化二窒素）、ＭＭＨ（モノ
メチルヒドラジン）、Ｎ 2 Ｈ4 （ヒドラジン）などが用
いられ、冷媒にはＨ2 Ｏ（水）、押しガスにはＧＮ
2 （窒素ガス）ＧＨe （ヘリウムガス）などが用いられ
ている。2. Description of the Related Art A space shuttle is a space shuttle.
Power system to operate the steering system such as propulsion system and rudder
Thermal control system to cool the system, electronic equipment, etc.
Has been. These systems are energy or energy
The main media for the transfer of gears are propellants, refrigerants, and these
Propellant, push gas that pressurizes and delivers refrigerant is used
It Propellants include NTO (dinitrogen tetroxide), MMH (mono)
Methylhydrazine), N 2HFour(Hydrazine) etc.
The refrigerant is H2O (water), GN for pushing gas
2(Nitrogen gas) GHe(Helium gas) is used
ing.
【０００３】図３は従来の推進システム（ＲＣＳ系）の
系統図である。ヘリウムガスを供給する押しガスタンク
１には他へ接続する注排弁５が接続されると共に火薬で
開となるパイロ弁１１が接続され、フィルタ９を介して
ラッチ弁６と調圧弁７が接続されている。ラッチ弁６は
信号により１回、開又は閉動作する弁である。調圧弁７
にはチェック弁８、ラッチ弁６を介してＮＴＯタンク２
が接続され、フィルタ９を介してスラスタ１２に設けら
れた推薬弁１０に接続されている。また、調圧弁７には
チェック弁８、ラッチ弁６を介してＭＨＨタンク３が接
続され、フィルタ９を介してスラスタ１２に設けられた
推薬弁１０に接続されている。この構成により押しガス
１のヘリウムガスで推進薬ＮＴＯ，ＭＭＨをスラスタ１
２に送り込み燃焼させ推力を発生させる。FIG. 3 is a system diagram of a conventional propulsion system (RCS system). The pushing gas tank 1 for supplying helium gas is connected to a pouring / discharging valve 5 connected to the other, a pyro valve 11 which is opened by explosive is connected, and a latch valve 6 and a pressure regulating valve 7 are connected via a filter 9. ing. The latch valve 6 is a valve that opens or closes once according to a signal. Regulator 7
Via the check valve 8 and the latch valve 6 to the NTO tank 2
Is connected to the propellant valve 10 provided on the thruster 12 via the filter 9. The MHH tank 3 is connected to the pressure regulating valve 7 via a check valve 8 and a latch valve 6, and is connected to a propellant valve 10 provided on a thruster 12 via a filter 9. With this configuration, the propellants NTO and MMH are thruster 1 with the helium gas as the pushing gas 1.
It is sent to 2 and burned to generate thrust.
【０００４】図４は従来の動力システム（ＡＰＵ系）の
系統図である。押しガスタンク１はフィルタ９、ラッチ
弁６、調圧弁７、チェック弁８、ラッチ弁６を介してＮ
2 Ｈ 4 タンク１３と接続され、Ｎ2 Ｈ4 タンク１３はフ
ィルタ９、ラッチ弁６、流量調整弁１４を経てガス発生
器（ＧＧ）１５に接続している。ガス発生器はＮ2 Ｈ 4
を触媒によって燃焼させ高圧高温ガスを発生し、タービ
ン１６を駆動し、イグゾースト１８より排ガスを放出す
る。ギャオイル２１は熱制御システムの熱交換器へ接続
されている。FIG. 4 shows a conventional power system (APU system).
It is a system diagram. Pushing gas tank 1 is filter 9, latch
N via valve 6, pressure regulating valve 7, check valve 8 and latch valve 6
2H FourConnected to tank 13, N2HFourTank 13
Gas is generated through the filter 9, the latch valve 6, and the flow rate adjustment valve 14.
Device (GG) 15. Gas generator is N2H Four
Is burned by a catalyst to generate high-pressure high-temperature gas,
Drive exhaust gas 16 and discharge exhaust gas from exhaust 18.
It Gyaoil 21 is connected to the heat exchanger of the heat control system
Has been done.
【０００５】図５は従来の熱制御システム（ＴＣＳ系）
の系統図である。Ｎ2 ガスを供給する押しガスタンク１
はフィルタ９、ラッチ弁６、調圧弁７、ラッチ弁６を経
てＨ 2 Ｏタンク４に接続し、Ｈ2 Ｏタンク４はコールド
プレート２２ａとヒートシンク２２ｂよりなる電子機器
冷却器２２に冷却水を供給し、さらにフィルタ９、ラッ
チ弁６、流量調整弁１４を経て、ギャボックスのギャオ
イル２１や、アクチュエータなどの作動油２０を冷却す
る熱交換器１９へ供給する。なお、コールドプレート２
２とは５ｍｍぐらいの薄板でその厚み内に冷却用パイプ
を多数有している熱交換器である。FIG. 5 shows a conventional thermal control system (TCS system).
FIG. N2Push gas tank for supplying gas 1
Goes through the filter 9, the latch valve 6, the pressure regulating valve 7, and the latch valve 6.
H 2Connected to O tank 4, H2O tank 4 is cold
Electronic device including plate 22a and heat sink 22b
Cooling water is supplied to the cooler 22, and the filter 9 and
After passing through the chi valve 6 and the flow rate adjusting valve 14,
Cooling the oil 21 and the hydraulic oil 20 such as the actuator
To the heat exchanger 19. In addition, cold plate 2
2 is a thin plate of about 5 mm and the cooling pipe is within its thickness
It is a heat exchanger that has many.
【０００６】[0006]
【発明が解決しようとする課題】このように各システム
がそれぞれ押しガスタンク１を有し、また、ＮＴＯタン
ク２等の推薬タンクを推進システムと動力システムで独
立に保有しているため、各システムが複雑となり、さら
にそれぞれのタンクには配管、弁が必要となるのでこれ
らを合算した重量が大きくなる上、配置上もこれらのタ
ンクおよび配管、弁用に大きなスペースが必要となって
いた。As described above, each system has the pushing gas tank 1, and the propellant tank such as the NTO tank 2 is independently held by the propulsion system and the power system. However, since each tank requires piping and valves, the total weight of these tanks is large, and in addition, a large space is required for these tanks, piping, and valves.
【０００７】本発明は上述の問題点に鑑みてなされたも
ので、各種タンク、配管弁などを共通化し、各システム
に供給できるようにしてシステムを単純化することを目
的とする。The present invention has been made in view of the above problems, and an object of the present invention is to simplify various systems by sharing various tanks, piping valves, and the like so that each system can be supplied.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、推進システム、構成機器に動力を供給する動力シス
テムおよび制御機器を冷却する熱制御システムに、推力
および動力を発生する推進薬と、各システムの機器の冷
却をする冷媒と、推進薬と冷媒を加圧する押しガスとを
供給する宇宙往還機のリソース供給装置において、推進
薬タンク、冷媒タンク、これらのタンク内の液体を加圧
する押しガスを貯える押しガスタンクおよびこれらの配
管系を共通設備として設け、推進システム、動力システ
ムおよび熱制御システムが必要とする推進薬、冷媒を供
給するようにしたものである。In order to achieve the above object, a propulsion system, a power system for supplying power to constituent devices and a thermal control system for cooling the control device, a propellant for generating thrust and power, and In the resource supply device of the space shuttle, which supplies the refrigerant for cooling the equipment of the system and the propellant and the pushing gas for pressurizing the refrigerant, the propellant tank, the refrigerant tank, and the pushing gas for pressurizing the liquid in these tanks. A push gas tank for storing the gas and a piping system for these are provided as common equipment to supply the propellant and the refrigerant required by the propulsion system, the power system and the thermal control system.
【０００９】[0009]
【作用】推進薬タンク、冷媒タンク、押しガスタンクと
これらの配管系を共通のソリース供給装置として設け、
推進システム、動力システムおよび熱制御システムが必
要する推進薬、冷媒および押しガスを供給するので、シ
ステムが単純となり、重量およびコストが低減し、配置
上もスペースに余裕がでてくる。[Function] A propellant tank, a refrigerant tank, a pushing gas tank, and a piping system for these are provided as a common sole supply device,
Supplying the propellant, refrigerant and push gas required by the propulsion system, power system and thermal control system simplifies the system, reduces weight and cost, and provides room in space for placement.
【００１０】[0010]
【実施例】以下、本発明の実施例について図面を参照し
て説明する。図１は実施例の構成を示す系統図である。
押しガスタンク１にはヘリウムガスまたは窒素ガスが充
填されており、ラッチ弁６と調圧弁７を経て、ＮＴＯタ
ンク２、ＭＭＨタンク３、Ｈ2 Ｏタンク４に並列に押し
ガスが供給される。各タンクの入側にはチェック弁８お
よびラッチ弁６が設けられ、出側にはフィルタ９が設け
られている。なお、注排弁５が各タンクの出側および入
側に設けられ、他の配管へ接続している。ＮＴＯタンク
２、ＭＭＨタンク３はフィルタ９、ラッチ弁６を介して
動力システム、および推進システムの後方Ａ、後方Ｂの
スラスタ１２に接続している。Ｈ2 Ｏタンク４はフィル
タ９を介してコールドプレート２２ａとヒートシンク２
２ｂからなる電子機器冷却機２２に接続して冷却水を供
給し、さらに動力システム（ＡＰＵ系）の熱交換器へ冷
却水を供給している。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 is a system diagram showing the configuration of the embodiment.
The pushing gas tank 1 is filled with helium gas or nitrogen gas, and the pushing gas is supplied in parallel to the NTO tank 2, the MMH tank 3, and the H 2 O tank 4 via the latch valve 6 and the pressure regulating valve 7. A check valve 8 and a latch valve 6 are provided on the inlet side of each tank, and a filter 9 is provided on the outlet side. A pouring / discharging valve 5 is provided on the outlet side and the inlet side of each tank and is connected to another pipe. The NTO tank 2 and the MMH tank 3 are connected via a filter 9 and a latch valve 6 to a power system and thrusters 12 at the rear A and rear B of the propulsion system. The H 2 O tank 4 has a cold plate 22 a and a heat sink 2 through a filter 9.
The cooling water is supplied by connecting to the electronic device cooler 22 composed of 2b, and the cooling water is further supplied to the heat exchanger of the power system (APU system).
【００１１】図２（ａ）は推進システム（ＲＣＳ）のス
ラスタ系、（ｂ）はＡＰＵ系のタービンを示す。（ａ）
においてスラスタ１２にはＭＭＨを供給される推薬弁１
０とＮＴＯを供給される推薬弁１０が設けられ、推薬弁
１０により流量調整され燃焼制御が行われる。（ｂ）は
ＡＰＵ系に設けられたタービンで、ガス発生器（ＧＧ）
１５にはＭＭＨとＮＴＯが供給され、触媒により燃焼さ
せて高温高圧のガスを発生し、タービン１６に供給され
る。FIG. 2A shows a thruster system of a propulsion system (RCS), and FIG. 2B shows an APU system turbine. (A)
Thruster 12 is supplied with MMH at thruster 12
A propellant valve 10 supplied with 0 and NTO is provided, and the flow rate is adjusted by the propellant valve 10 to perform combustion control. (B) is a turbine provided in the APU system, which is a gas generator (GG)
MMH and NTO are supplied to 15 and burned by a catalyst to generate high temperature and high pressure gas, which is then supplied to the turbine 16.
【００１２】図３〜図５と図１とを比較すると、各シス
テムに設けられた押しガスタンク１は３個が１個とな
り、ＮＴＯタンクなどの推進薬タンクは３個が２個とな
っている。しかも従来はＮＴＯ，ＭＭＨ，Ｎ2 Ｈ4 の３
種類の推進薬を使用していたが、ＮＴＯ，ＭＭＨの２種
類に減少することができる。このタンクの減少に伴い、
各タンクに付属する配管、弁も減少する。このように構
成機器を少なくすると共に部品の共通化を図ることによ
り、必要最小限の部品で構成するため、軽量化が可能と
なる。部品点数が減少することにより、コスト削減と信
頼性が向上する。Comparing FIG. 3 to FIG. 5 with FIG. 1, the pushing gas tank 1 provided in each system has three, and the propellant tank such as an NTO tank has two three. . Moreover, in the past, 3 of NTO, MMH, and N 2 H 4 were used.
It used two types of propellants, but it can be reduced to two types, NTO and MMH. With the decrease of this tank,
The piping and valves attached to each tank will also be reduced. By thus reducing the number of components and sharing the components, the components can be configured with the minimum necessary components, and thus the weight can be reduced. By reducing the number of parts, cost reduction and reliability are improved.
【００１３】[0013]
【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
はタンク、配管、弁および薬液を共通化し、推進システ
ム、動力システム、熱制御システムの必要とする推進
薬、冷媒を供給することにより、各システムが単純にな
り、重量が減少し、コスト削減、スペースの確保が容易
となる。As is clear from the above description, the present invention makes the tank, the piping, the valve and the chemical liquid common, and supplies the propellant and the refrigerant required for the propulsion system, the power system and the thermal control system. , Each system is simple, weight is reduced, cost is reduced, and space is easily secured.
【図１】本発明の実施例の系統図である。FIG. 1 is a system diagram of an embodiment of the present invention.
【図２】実施例の系統図に接続されるスラスタ（ａ）と
タービン（ｂ）を示す図である。FIG. 2 is a diagram showing a thruster (a) and a turbine (b) connected to a system diagram of an embodiment.
【図３】従来の推進システム系統図である。FIG. 3 is a system diagram of a conventional propulsion system.
【図４】従来の動力システム系統図である。FIG. 4 is a conventional power system system diagram.
【図５】従来の熱制御システム系統図である。FIG. 5 is a system diagram of a conventional thermal control system.
１ 押しガスタンク ２ ＮＴＯタンク ３ ＭＭＨタンク ４ Ｈ2 Ｏタンク ５ 注排弁 ６ ラッチ弁 ７ 調圧弁 ８ チェック弁 ９ フィルタ １０ 推薬弁 １１ パイロ弁 １２ スラスタ １３ Ｎ2 Ｈ4 タンク １４ 流量調整弁 １５ ガス発生器 １６ タービン １７ ギャボックス1 Pushing gas tank 2 NTO tank 3 MMH tank 4 H 2 O tank 5 Injection and discharge valve 6 Latch valve 7 Pressure regulator 8 Check valve 9 Filter 10 Propellant valve 11 Pyro valve 12 Thruster 13 N 2 H 4 Tank 14 Flow control valve 15 Gas Generator 16 Turbine 17 Gabox
フロントページの続き (72)発明者 加藤 敏夫 東京都西多摩郡瑞穂町殿ケ谷229 石川島 播磨重工業株式会社瑞穂工場内Front page continuation (72) Inventor Toshio Kato 229 Tonogaya, Mizuho-cho, Nishitama-gun, Tokyo Ishikawajima Harima Heavy Industries Ltd. Mizuho Plant
Claims (1)
る動力システムおよび制御機器を冷却する熱制御システ
ムに、推力および動力を発生する推進薬と、各システム
の機器の冷却をする冷媒と、推進薬と冷媒を加圧する押
しガスとを供給する宇宙往還機のリソース供給装置にお
いて、 推進薬タンク、冷媒タンク、これらのタンク内の液体を
加圧する押しガスを貯える押しガスタンクおよびこれら
の配管系を共通設備として設け、推進システム、動力シ
ステムおよび熱制御システムが必要とする推進薬、冷媒
を供給することを特徴とする宇宙往還機のリソース供給
装置。1. A propulsion system, a power system that supplies power to constituent devices, and a thermal control system that cools control devices, a propellant that generates thrust and power, a refrigerant that cools devices of each system, and propulsion. In the resource supply device of the space shuttle that supplies the medicine and the pushing gas that pressurizes the refrigerant, the propellant tank, the refrigerant tank, the pushing gas tank that stores the pushing gas that pressurizes the liquid in these tanks, and these piping systems are common. A resource supply device for a space shuttle, which is provided as equipment and supplies a propellant and a refrigerant required by a propulsion system, a power system, and a thermal control system.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6113211A JPH07315299A (en) | 1994-05-27 | 1994-05-27 | Resource feeder for space shuttle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6113211A JPH07315299A (en) | 1994-05-27 | 1994-05-27 | Resource feeder for space shuttle |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07315299A true JPH07315299A (en) | 1995-12-05 |
Family
ID=14606386
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6113211A Pending JPH07315299A (en) | 1994-05-27 | 1994-05-27 | Resource feeder for space shuttle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07315299A (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2767114A1 (en) * | 1997-04-28 | 1999-02-12 | Motorola Inc | SPACE MACHINE HAVING AN ACTIVE THERMAL REGULATION SYSTEM |
| CN106564625A (en) * | 2016-11-02 | 2017-04-19 | 北京控制工程研究所 | Proportional electronic pressure reduction system |
| CN108826018A (en) * | 2018-07-19 | 2018-11-16 | 北京航天动力研究所 | A kind of microminiature pressure charging system and boosting method based on liquefied gas |
| CN109850168A (en) * | 2018-12-31 | 2019-06-07 | 北京航空航天大学 | The fuel tank cooling subsystem of aircraft heat management system |
-
1994
- 1994-05-27 JP JP6113211A patent/JPH07315299A/en active Pending
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2767114A1 (en) * | 1997-04-28 | 1999-02-12 | Motorola Inc | SPACE MACHINE HAVING AN ACTIVE THERMAL REGULATION SYSTEM |
| CN106564625A (en) * | 2016-11-02 | 2017-04-19 | 北京控制工程研究所 | Proportional electronic pressure reduction system |
| CN106564625B (en) * | 2016-11-02 | 2018-11-02 | 北京控制工程研究所 | A kind of ratio electronics depressurized system |
| CN108826018A (en) * | 2018-07-19 | 2018-11-16 | 北京航天动力研究所 | A kind of microminiature pressure charging system and boosting method based on liquefied gas |
| CN108826018B (en) * | 2018-07-19 | 2024-03-26 | 北京航天动力研究所 | Microminiature pressurization system and pressurization method based on liquefied gas |
| CN109850168A (en) * | 2018-12-31 | 2019-06-07 | 北京航空航天大学 | The fuel tank cooling subsystem of aircraft heat management system |
| CN109850168B (en) * | 2018-12-31 | 2020-12-01 | 北京航空航天大学 | Oil tank cooling subsystem of aircraft thermal management system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9850008B2 (en) | Integrated vehicle fluids | |
| JP3074162B2 (en) | Spacecraft rocket engine | |
| US5161365A (en) | Endothermic fuel power generator and method | |
| US7784269B1 (en) | System and method for cooling rocket engines | |
| US4776536A (en) | Integrated aircraft fuel thermal management system | |
| US7963100B2 (en) | Cooling system for high-speed vehicles and method of cooling high-speed vehicles | |
| US20140283499A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
| JPH10297600A (en) | Active thermal control system for space aircraft and method thereof | |
| US5444973A (en) | Pressure-fed rocket booster system | |
| US5003772A (en) | Turbo hydraulic unitized actuator | |
| US20150354505A1 (en) | Propellant feed circuit and a cooling method | |
| JP2016509549A (en) | Aircraft power generation system and method | |
| JP2016503858A (en) | Turbine engine assembly and dual fuel aircraft system | |
| US20160177874A1 (en) | Device for pressurizing propellant tanks of a rocket engine | |
| US5267437A (en) | Dual mode rocket engine | |
| US10371098B2 (en) | Device for pressurizing a propellant tank of a rocket engine | |
| US5873241A (en) | Rocket engine auxiliary power system | |
| JPH07315299A (en) | Resource feeder for space shuttle | |
| US3286954A (en) | Method and apparatus for supporting life in outer space | |
| RU2095607C1 (en) | Cryogenic propellant rocket engine | |
| US20160237951A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
| Sippel et al. | Studies on expander bleed cycle engines for launchers | |
| RU2339834C2 (en) | Fuel tank supercharging system | |
| RU2046200C1 (en) | Multi-chamber propulsion plant with turbopump system for feed of propellant components | |
| RU2286924C2 (en) | Rocket pod engine plant |