RU2607910C2 - Устройство для создания избыточного давления и соответствующий способ - Google Patents

Устройство для создания избыточного давления и соответствующий способ Download PDF

Info

Publication number
RU2607910C2
RU2607910C2 RU2014127146A RU2014127146A RU2607910C2 RU 2607910 C2 RU2607910 C2 RU 2607910C2 RU 2014127146 A RU2014127146 A RU 2014127146A RU 2014127146 A RU2014127146 A RU 2014127146A RU 2607910 C2 RU2607910 C2 RU 2607910C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
reservoir
overpressure
circuit
tank
excess pressure
Prior art date
Application number
RU2014127146A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014127146A (ru
Inventor
Давид ЭОЁН
Франсуа ДАНЖИ
Жан-Мишель САННИНО
Паскаль Марсель Жан НУАР
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2014127146A publication Critical patent/RU2014127146A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2607910C2 publication Critical patent/RU2607910C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F02K9/50—Feeding propellants using pressurised fluid to pressurise the propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F17—STORING OR DISTRIBUTING GASES OR LIQUIDS
    • F17D—PIPE-LINE SYSTEMS; PIPE-LINES
    • F17D3/00—Arrangements for supervising or controlling working operations
    • F17D3/01—Arrangements for supervising or controlling working operations for controlling, signalling, or supervising the conveyance of a product
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16L—PIPES; JOINTS OR FITTINGS FOR PIPES; SUPPORTS FOR PIPES, CABLES OR PROTECTIVE TUBING; MEANS FOR THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16L53/00—Heating of pipes or pipe systems; Cooling of pipes or pipe systems
    • F16L53/30—Heating of pipes or pipe systems
    • 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
    • F17C5/00—Methods or apparatus for filling containers with liquefied, solidified, or compressed gases under pressures
    • 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
    • F02K9/46—Feeding propellants using pumps
    • F02K9/48—Feeding propellants using pumps driven by a gas turbine fed by propellant combustion gases or fed by vaporized propellants or other gases
    • 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
    • F17C2201/00—Vessel construction, in particular geometry, arrangement or size
    • F17C2201/05—Size
    • F17C2201/054—Size medium (>1 m3)
    • 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
    • F17C2205/00—Vessel construction, in particular mounting arrangements, attachments or identifications means
    • F17C2205/03—Fluid connections, filters, valves, closure means or other attachments
    • F17C2205/0302—Fittings, valves, filters, or components in connection with the gas storage device
    • F17C2205/0323—Valves
    • F17C2205/0326—Valves electrically actuated
    • 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
    • F17C2221/00—Handled fluid, in particular type of fluid
    • F17C2221/01—Pure fluids
    • F17C2221/011—Oxygen
    • 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
    • F17C2221/00—Handled fluid, in particular type of fluid
    • F17C2221/01—Pure fluids
    • F17C2221/012—Hydrogen
    • 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
    • F17C2221/00—Handled fluid, in particular type of fluid
    • F17C2221/01—Pure fluids
    • F17C2221/016—Noble gases (Ar, Kr, Xe)
    • F17C2221/017—Helium
    • 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
    • F17C2221/00—Handled fluid, in particular type of fluid
    • F17C2221/08—Ergols, e.g. hydrazine
    • 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
    • F17C2223/00—Handled fluid before transfer, i.e. state of fluid when stored in the vessel or before transfer from the vessel
    • F17C2223/01—Handled fluid before transfer, i.e. state of fluid when stored in the vessel or before transfer from the vessel characterised by the phase
    • F17C2223/0146—Two-phase
    • F17C2223/0153—Liquefied gas, e.g. LPG, GPL
    • F17C2223/0161—Liquefied gas, e.g. LPG, GPL cryogenic, e.g. LNG, GNL, PLNG
    • 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
    • F17C2223/00—Handled fluid before transfer, i.e. state of fluid when stored in the vessel or before transfer from the vessel
    • F17C2223/03—Handled fluid before transfer, i.e. state of fluid when stored in the vessel or before transfer from the vessel characterised by the pressure level
    • F17C2223/033—Small pressure, e.g. for liquefied gas
    • 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
    • F17C2225/00—Handled fluid after transfer, i.e. state of fluid after transfer from the vessel
    • F17C2225/01—Handled fluid after transfer, i.e. state of fluid after transfer from the vessel characterised by the phase
    • F17C2225/0107—Single phase
    • F17C2225/0123—Single phase gaseous, e.g. CNG, GNC
    • 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
    • F17C2225/00—Handled fluid after transfer, i.e. state of fluid after transfer from the vessel
    • F17C2225/03—Handled fluid after transfer, i.e. state of fluid after transfer from the vessel characterised by the pressure level
    • F17C2225/036—Very high pressure, i.e. above 80 bars
    • 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
    • F17C2227/00—Transfer of fluids, i.e. method or means for transferring the fluid; Heat exchange with the fluid
    • F17C2227/01—Propulsion of the fluid
    • F17C2227/0107—Propulsion of the fluid by pressurising the ullage
    • 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
    • F17C2227/00—Transfer of fluids, i.e. method or means for transferring the fluid; Heat exchange with the fluid
    • F17C2227/01—Propulsion of the fluid
    • F17C2227/0128—Propulsion of the fluid with pumps or compressors
    • F17C2227/0135—Pumps
    • 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
    • F17C2227/00—Transfer of fluids, i.e. method or means for transferring the fluid; Heat exchange with the fluid
    • F17C2227/01—Propulsion of the fluid
    • F17C2227/0128—Propulsion of the fluid with pumps or compressors
    • F17C2227/0135—Pumps
    • F17C2227/0142—Pumps with specified pump type, e.g. piston or impulsive type
    • 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
    • F17C2227/00—Transfer of fluids, i.e. method or means for transferring the fluid; Heat exchange with the fluid
    • F17C2227/01—Propulsion of the fluid
    • F17C2227/0128—Propulsion of the fluid with pumps or compressors
    • F17C2227/0157—Compressors
    • 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
    • F17C2227/00—Transfer of fluids, i.e. method or means for transferring the fluid; Heat exchange with the fluid
    • F17C2227/01—Propulsion of the fluid
    • F17C2227/0128—Propulsion of the fluid with pumps or compressors
    • F17C2227/0157—Compressors
    • F17C2227/0164—Compressors with specified compressor type, e.g. piston or impulsive type
    • 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
    • F17C2227/00—Transfer of fluids, i.e. method or means for transferring the fluid; Heat exchange with the fluid
    • F17C2227/03—Heat exchange with the fluid
    • F17C2227/0302—Heat exchange with the fluid by heating
    • F17C2227/0309—Heat exchange with the fluid by heating using another fluid
    • 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
    • F17C2227/00—Transfer of fluids, i.e. method or means for transferring the fluid; Heat exchange with the fluid
    • F17C2227/03—Heat exchange with the fluid
    • F17C2227/0367—Localisation of heat exchange
    • F17C2227/0388—Localisation of heat exchange separate
    • 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
    • F17C2270/00—Applications
    • F17C2270/01—Applications for fluid transport or storage
    • F17C2270/0186—Applications for fluid transport or storage in the air or in space
    • F17C2270/0197—Rockets
    • 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
    • F17C7/00—Methods or apparatus for discharging liquefied, solidified, or compressed gases from pressure vessels, not covered by another subclass
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E60/00—Enabling technologies; Technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
    • Y02E60/30—Hydrogen technology
    • Y02E60/32—Hydrogen storage
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T137/00—Fluid handling
    • Y10T137/0318—Processes
    • Y10T137/0396—Involving pressure control
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T137/00—Fluid handling
    • Y10T137/6416—With heating or cooling of the system
    • Y10T137/6579—Circulating fluid in heat exchange relationship

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, в частности, к устройству для создания избыточного давления в первом резервуаре (2), содержащему по меньшей мере второй резервуар (3), выполненный с возможностью содержать в себе криогенную текучую среду, первый контур (13) создания избыточного давления для обеспечения сообщения между вторым резервуаром (3) и первым резервуаром (2), причем первый контур (13) создания избыточного давления содержит по меньшей мере первый теплообменник (15) для нагрева потока криогенной текучей среды, отводимого от второго резервуара (3) через первый контур (13) создания избыточного давления, и второй контур (14) создания избыточного давления с компрессором (31b), ответвляющийся от первого контура (13) создания избыточного давления и сообщающийся со вторым резервуаром (3). Изобретение относится также к системе (1) подачи в реактивный двигатель по меньшей мере первого жидкого компонента топлива, содержащей по меньшей мере первый резервуар (2), выполненный с возможностью содержать в себе первый жидкий компонент топлива, и устройство для создания избыточного давления в первом резервуаре (2). Изобретение обеспечивает создание избыточного давления в первом резервуаре, содержащем второй резервуар с криогенной текучей средой. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Область техники
Настоящее изобретение относится к области устройств и способов создания избыточного давления и, в частности, к устройству для создания избыточного давления в первом резервуаре посредством криогенной текучей среды, которая содержится во втором резервуаре и вводится в первый резервуар через контур создания избыточного давления после ее нагрева в теплообменнике этого контура создания избыточного давления.
Уровень техники
Устройства этого типа для создания избыточного давления используются, в частности, в области приводов тяги и, более конкретно, в системах подачи компонентов топлива реактивных двигателей, в частности, ракетных двигателей. Так, например, такое устройство для создания избыточного давления используется в главной криогенной ступени космической ракеты-носителя Ариан 5 для создания избыточного давления в резервуаре с жидким кислородом, предназначенным для подачи в главный двигатель Вулкан.
Недостаток таких устройств известного уровня техники для создания избыточного давления, в частности устройства, используемого в главной криогенной ступени, состоит в том, что во втором резервуаре должно создаваться избыточное давление с помощью газа, содержащегося под давлением в других резервуарах. Так, в главной криогенной ступени в резервуаре со сверхкритическим гелием подсистемы жидкого гелия, служащим для создания избыточного давления в резервуаре с жидким кислородом, создается избыточное давление с помощью газообразного гелия, подаваемого из резервуара с газообразным гелием, образующего емкость высокого давления. Эта емкость высокого давления содержит сверхкритический гелий под давлением около 400 бар при температуре окружающей среды. Три четверти гелия, содержащегося в емкости высокого давления, используются для создания избыточного давления в резервуаре со сверхкритическим гелием подсистемы жидкого гелия, остальное подается на клапаны подачи водорода и кислорода в корректирующую систему полярной орбитальной геофизической обсерватории, а также к блоку электроклапанов продувки двигателя и к блоку электроклапанов управления двигателя. Для приведения давления в емкости высокого давления к рабочему давлению ниже 100 бар для него необходима панель расширения и снижения давления. Масса емкости высокого давления вместе с панелью расширения и снижения давления существенно снижает полезную нагрузку ракеты-носителя. Кроме того, панель расширения и снижения давления представляет собой сложный механический компонент, который может снижать надежность ракеты-носителя.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является разработка устройства для создания избыточного давления в первом резервуаре, содержащего по меньшей мере второй резервуар, выполненный с возможностью содержать в себе криогенную текучую среду, и первый контур создания избыточного давления для обеспечения сообщения между вторым резервуаром и первым резервуаром, причем первый контур создания избыточного давления содержит по меньшей мере первый теплообменник для нагрева потока криогенной текучей среды, отводимого от второго резервуара через первый контур создания избыточного давления, при этом устройство обеспечивает создание избыточного давления во втором резервуаре без использования отдельного резервуара для газа под высоким давлением.
По меньшей мере в одном варианте осуществления решение этой задачи достигается благодаря тому, что устройство для создания избыточного давления дополнительно содержит второй контур создания избыточного давления с компрессором, ответвляющийся от первого контура создания избыточного давления и сообщающийся со вторым резервуаром. Таким образом, во втором резервуаре может быть создано избыточное давление без необходимости использования резервуара с газом высокого давления, с помощью текучей среды, отбираемой от второго резервуара и сжимаемой перед обратной инжекцией во второй резервуар.
В частности, криогенная текучая среда может содержаться во втором резервуаре в жидком или сверхкритическом состоянии для того, чтобы испаряться в первом теплообменнике. Согласно первому варианту изобретения, второй контур создания избыточного давления ответвляется от первого контура создания избыточного давления выше по потоку первого теплообменника. При этом устраняется обратный ввод криогенной текучей среды во второй резервуар при слишком высокой температуре.
Однако согласно второму, альтернативному варианту изобретения, второй контур создания избыточного давления ответвляется от первого контура создания избыточного давления ниже по потоку первого теплообменника. При этом используют увеличение теплосодержания криогенной текучей среды в первом теплообменнике для обеспечения создания избыточного давления во втором резервуаре.
Для обеспечения возможности запуска компрессора, в определенных вариантах заявленного устройства оно может дополнительно содержать турбину для приведения в действие компрессора. Однако в альтернативном случае устройство для создания избыточного давления может содержать другой вид двигателя, например электродвигатель для приведения в действие компрессора.
Изобретение относится также к системе подачи в реактивный двигатель по меньшей мере первого жидкого компонента топлива, содержащей по меньшей мере первый резервуар, выполненный с возможностью содержать в себе первый жидкий компонент топлива, и устройство для создания избыточного давления в первом резервуаре, содержащее по меньшей мере второй резервуар, выполненный с возможностью содержать в себе криогенную текучую среду, и первый контур создания избыточного давления для обеспечения сообщения между вторым резервуаром и первым резервуаром. Этот первый контур создания избыточного давления содержит по меньшей мере первый теплообменник для нагрева потока криогенной текучей среды, отводимого от второго резервуара через первый контур создания избыточного давления. Устройство для создания избыточного давления содержит также второй контур создания избыточного давления с компрессором, который обеспечивает сообщение первого контура создания избыточного давления со вторым резервуаром выше по потоку первого теплообменника. В частности, реактивный двигатель может быть ракетным двигателем. Если компрессор запускается турбиной, она может приводиться в действие, например, расширением компонента топлива, нагретого в теплообменнике, связанном с камерой тяги и/или с соплом ракетного двигателя.
Во избежание химической реакции с первым компонентом топлива криогенная текучая среда во втором резервуаре является инертной текучей средой, например, гелием. Альтернативно могут использоваться другие инертные текучие среды, такие как азот. Если первая криогенная текучая среда инертна, она может не только обеспечивать создание избыточного давления в первом резервуаре, но и также служить для продувки различных каналов и органов двигателя для устранения риска взрыва.
В частности, первый жидкий компонент топлива может быть окислителем и/или криогенной жидкостью с более высокой точкой конденсации, чем криогенная текучая среда во втором резервуаре. В частности, первый жидкий компонент топлива может быть жидким кислородом.
Далее, в некоторых вариантах осуществления система подачи топлива может дополнительно содержать по меньшей мере один турбонасос для перекачивания по меньшей мере первого жидкого компонента топлива и генератор горячих газов для приведения в действие по меньшей мере одного турбонасоса, причем первый теплообменник предназначен для нагрева потока криогенной текучей среды, отводимой из второго резервуара, теплом, генерируемым генератором горячих газов, в частности теплом, отбираемым от горячих газов, например, на выходе турбонасоса. При этом можно использовать по меньшей мере часть этого остаточного тепла (которое иначе было бы потеряно) для нагрева потока криогенной жидкости, отводимой из второго резервуара.
Изобретение относится также к способу создания избыточного давления в первом резервуаре, в котором поток криогенной текучей среды отбирают от второго резервуара через первый контур создания избыточного давления и нагревают по меньшей мере в первом теплообменнике, причем первую часть этого нагретого потока далее вводят в первый резервуар для создания в нем избыточного давления. По меньшей мере, в одном варианте изобретения вторую часть нагретого потока отводят от первого контура создания избыточного давления через второй контур создания избыточного давления, сжимают выше по потоку теплообменника с помощью компрессора второго контура создания избыточного давления и вводят во второй резервуар для создания избыточного давления во втором резервуаре.
Краткий перечень чертежей
Далее изобретение и его преимущества подробно пояснены со ссылкой на прилагаемые чертежи на примере конкретного варианта выполнения, не имеющего ограничительного характера. На чертежах:
фиг. 1 изображает схему системы подачи жидких компонентов топлива реактивного двигателя, соответствующей известному уровню техники;
фиг. 2 изображает схему системы подачи жидких компонентов топлива реактивного двигателя, соответствующей первому варианту изобретения;
фиг. 3 изображает схему системы подачи жидких компонентов топлива реактивного двигателя, соответствующей второму варианту изобретения;
фиг. 4 схематично изображает фрагмент устройства, соответствующего как первому, так и второму вариантам изобретения.
Осуществление изобретения
На фиг. 1 показана схема системы 101 подачи жидких компонентов топлива реактивного двигателя, соответствующая известному уровню техники и, более конкретно, главному двигателю типа Вулкан в главной криогенной ступени космической ракеты-носителя типа Ариан 5.
Система 101 подачи топлива содержит первый резервуар 102, содержащий кислород - или, в более общем плане, окислитель, - в жидком состоянии в качестве первого компонента топлива, второй резервуар 103, содержащий сверхкритический гелий для создания избыточного давления в первом резервуаре, третий резервуар 104, содержащий газообразный гелий под высоким давлением для создания избыточного давления во втором резервуаре, и четвертый резервуар 105, содержащий водород, - или, в более общем плане, восстановитель, - в жидком состоянии в качестве второго компонента топлива. Система 101 подачи топлива содержит также контур 111 подачи кислорода в камеру 109 тяги и контур 112 подачи водорода в камеру 109 тяги, а также газогенератор 106, соединенный с выходами насосов 107b, 108b для его питания водородом и кислородом.
Контур 111 подачи окислителя содержит первый турбонасос 107, соединенный с газогенератором 106 для получения горячих газов для приведения в действие турбины 107а, которая приводит в действие насос 107b для подачи кислорода в камеру 109 тяги. Контур 112 подачи восстановителя содержит второй турбонасос 108, соединенный с газогенератором 106 также для получения горячих газов от газогенератора 106 для приведения в действие турбины 108а, которая приводит в действие насос 108b для подачи восстановителя в камеру 109 тяги.
Система 101 подачи топлива содержит также первый контур 113 создания избыточного давления, соединяющий второй резервуар 103 с первым резервуаром 102, и второй контур 114 создания избыточного давления, соединяющий третий резервуар 104 со вторым резервуаром 103 для создания избыточного давления во втором резервуаре 103. Первый контур 113 создания избыточного давления содержит первый теплообменник 115 для нагрева и испарения сверхкритического гелия, отводимого от второго резервуара 103, посредством тепла от горячих газов на выходе турбины 107а первого турбонасоса 107.
Контур 116 принудительного отбора отходит от первого контура 113 создания избыточного давления на выходе первого теплообменника 115. Этот контур 116 отбора позволяет подавать газообразный гелий в комплекс подсистем, требующих газообразного гелия, таких как системы продувки гелием.
Второй контур 114 создания избыточного давления содержит панель 118 расширения и снижения давления для регулирования пропускания газообразного гелия в двух направлениях. Второй контур 114 создания избыточного давления соединен со вторым резервуаром 103 через блок 119 водородных электроклапанов, управляющий клапаном 120 подачи водорода для управления контуром 112 подачи водорода. Кроме того, между панелью 118 расширения и снижения давления и блоком 119 водородных электроклапанов второй контур 114 создания избыточного давления содержит ответвления для питания различных блоков электроклапанов. Блок 121 кислородных электроклапанов служит для управления клапаном 130 подачи кислорода для управления контуром 111 подачи кислорода. Блок 122 электроклапанов служит для управления клапанами промывки и продувки. И, наконец, блок 123 электроклапанов служит для управления кислородным клапаном 124 камеры тяги, управляющим подачей кислорода в камеру 109 тяги, водородным клапаном 125 камеры тяги, управляющим подачей водорода в камеру 109 тяги, кислородным клапаном 126 газогенератора, управляющим подачей кислорода в газогенератор 106, и водородным клапаном 127 газогенератора, управляющим подачей водорода в газогенератор 106.
Система 101 подачи топлива содержит также в контуре 112 подачи водорода между вторым турбонасосом 108 и распылительной головкой 110 камеры 109 тяги второй теплообменник 128, называемый регенеративным теплообменником, служащий для охлаждения стенок камеры 109 тяги. Кроме того, в системе 101 подачи топлива третий контур 129 создания избыточного давления соединяет контур 112 подачи на выходе второго теплообменника 121 с четвертым резервуаром 105 для создания в нем избыточного давления с помощью водорода, испаренного во втором теплообменнике 128, до его отвода от контура 112 подачи водорода.
В этой известной из уровня техники системе 101 подачи топлива использование гелия под высоким давлением (около 400 бар) в третьем резервуаре 104, образующем емкость высокого давления объемом около 400 л для создания избыточного давления во втором резервуаре 103, связано с недостатком значительной общей массы, что снижает полезную нагрузку ракеты-носителя. Так, третий резервуар 104 имеет массу около 100 кг, к которой добавляется дополнительная масса панели 118 расширения и снижения давления, необходимая для снижения давления источника газообразного гелия в резервуаре 104 до давления использования ниже 100 бар.
На фиг. 2 показана система 1 подачи топлива в соответствии с первым вариантом изобретения, которая обеспечивает снижение массы и сложности по сравнению с известной системой. Система 1 подачи топлива содержит первый резервуар 2, содержащий жидкий кислород в качестве первого компонента топлива, второй резервуар 3, содержащий сверхкритический гелий для создания избыточного давления в первом резервуаре, третий резервуар 4, содержащий газообразный гелий, и четвертый резервуар 5, содержащий жидкий водород в качестве второго компонента топлива. Система 1 подачи топлива содержит также контур 11 подачи кислорода в камеру 9 тяги и контур 12 подачи водорода в камеру 9 тяги, а также газогенератор 6, соединенный с выходами насосов 7b, 8b для его питания водородом и кислородом.
Контур 11 подачи кислорода содержит первый турбонасос 7, соединенный с газогенератором 6 для получения горячих газов для запуска турбины 7а, которая приводит в действие насос 7b для подачи кислорода в камеру 9 тяги. Контур 12 подачи водорода содержит второй турбонасос 8, соединенный с газогенератором 6 также для получения горячих газов от газогенератора 6 для запуска турбины 8а, которая приводит в действие насос 8b для подачи водорода в камеру 109 тяги.
Система 1 подачи топлива содержит также первый контур 13 создания избыточного давления, соединяющий второй резервуар 3 с первым резервуаром 2. Первый контур 13 создания избыточного давления содержит первый теплообменник 15 для нагрева и испарения сверхкритического гелия, отводимого от второго резервуара 3, посредством тепла горячих газов на выходе турбины 7а первого турбонасоса 7. Второй контур 14 создания избыточного давления, ответвляющийся от первого контура 13 выше по потоку первого теплообменника 15, возвращается ко второму резервуару 3 и служит для создания в нем избыточного давления. Для этого второй контур 14 создания избыточного давления содержит турбокомпрессор 31, компрессор 31b которого служит для сжатия объема сверхкритического гелия, отводимого от первого контура 13 создания избыточного давления, для его обратного впрыска во второй резервуар 3. Контур 16 принудительного отбора отходит от первого контура 13 создания избыточного давления на выходе первого теплообменника 15. Этот контур 16 отбора позволяет подавать газообразный гелий в комплекс подсистем, требующих газообразного гелия, таких как системы продувки гелием.
Система 1 подачи топлива содержит также в контуре 12 подачи водорода между вторым турбонасосом 8 и распылительной головкой 10 камеры 9 тяги второй теплообменник 28, называемый регенеративным теплообменником, служащий для охлаждения стенок камеры 9 тяги. Кроме того, в системе 1 подачи топлива третий контур 29 создания избыточного давления соединяет контур 12 подачи на выходе второго теплообменника 28 с четвертым резервуаром 5 для создания в нем избыточного давления с помощью водорода, испаренного во втором теплообменнике 28, до его отвода от контура 12 подачи водорода. Контур 29 подачи водорода проходит через турбину 31а турбокомпрессора 31 ниже по потоку от второго теплообменника 28 таким образом, что частичное падение давления водорода, испаренного во втором теплообменнике 28, запускает турбину 31а для приведения в действие компрессора 31b, с которым она соединена.
Третий резервуар 4 соединен с блоком 19 водородных электроклапанов, блоком 21 кислородных электроклапанов и блоком 23 электроклапанов продувки для подачи к ним газообразного гелия под давлением. Как и в решении известного уровня техники, блок 19 водородных электроклапанов служит для управления клапаном 20 подачи водорода для управления контуром 12 подачи водорода, а блок 21 кислородных электроклапанов служит для управления клапаном 22 подачи кислорода для управления контуром 11 подачи кислорода. Блок 23 электроклапанов служит для управления клапанами промывки и продувки. И, наконец, кислородный клапан 24 камеры тяги, управляющий подачей кислорода в камеру 9 тяги, водородный клапан 25 камеры тяги, управляющий подачей водорода в камеру 9 тяги, кислородный клапан 26 газогенератора, управляющий подачей кислорода в газогенератор 6, и водородный клапан 27 газогенератора, управляющий подачей водорода в газогенератор 6, являются клапанами с непосредственным электрическим управлением, и это позволяет обойтись без блока электрокпапанов управления, используемого в решении известного уровня техники, что еще больше снижает потребность в сжатом гелии и, соответственно, снижает необходимую емкость третьего резервуара 4.
В этом частном варианте изобретения можно также использовать турбокомпрессор 31 ограниченных габаритов, а следовательно, и ограниченной массы для замены емкости высокого давления, которая в решении известного уровня техники образована резервуаром 104 газообразного гелия под высоким давлением при температуре окружающей среды, требующим при всем функционировании использования панели 118 расширения и снижения давления для снижения давления газообразного гелия до приемлемого рабочего давления. Так, например, резервуар 104 в сравнительном примере по фиг. 1, имеющий объем около 400 л, давление около 400 бар и массу около 100 кг, может быть заменен, вместе с панелью 118 расширения и снижения давления, турбокомпрессором массой меньше 20 кг.
В данном частном варианте изобретения турбокомпрессор 31 приводится в действие расширением небольшого потока газообразного водорода, поступающего на турбину 31а, причем сам этот поток водорода забирается от теплообменника 28, называемого регенеративным теплообменником, который служит для охлаждения стенок камеры 9 тяги. Компрессор 31b сжимает малый поток сверхкритического гелия, менее 50 г/с от второго резервуара 3, отводимый от первого контура 13 создания избыточного давления через второй контур 14 создания избыточного давления. На выходе компрессора 31b этот поток сверхкритического гелия достигает достаточного термодинамического состояния с давлением выше 30 бар и температурой выше 20 K для того, чтобы обеспечить создание избыточного давления во втором резервуаре 3 и поддерживать это давление несмотря на большой расход сверхкритического гелия из второго резервуара 3 для создания избыточного давления в первом резервуаре 2 и питания принудительного отвода.
В этом частном варианте изобретения достаточно использование третьего резервуара 4, содержащего небольшое количество газообразного гелия (например, емкостью меньше 100 л) под более низким давлением (например, под давлением ниже 100 бар) и при температуре окружающей среды, чтобы питать блок 21 кислородных электроклапанов и блок 22 электроклапанов продувки. При этом масса этого третьего резервуара 4, образующего емкость низкого давления, значительно ниже массы емкости высокого давления в решениях известного уровня техники. В этом примере осуществления устранение блока (119) водородных электроклапанов и блока (123) электроклапанов способствует снижению общей массы на величину порядка 100 кг по отношению к сравнительному примеру по фиг. 1.
В первом варианте изобретения для того, чтобы оптимизировать создание избыточного давления во втором резервуаре 3, второй контур 14 создания избыточного давления может проходить через теплообменник ниже по потоку от компрессора 31b, чтобы дополнительно повысить температуру криогенной текучей среды перед ее обратным впрыском во второй резервуар 3.
Во втором варианте изобретения, показанном на фиг. 3, в котором каждый элемент обозначен той же позицией, что и эквивалентный элемент на фиг. 2, второй контур 14 создания избыточного давления ответвляется от первого контура 13 создания избыточного давления ниже по потоку первого теплообменника 15, причем таким образом, что расход гелия, подлежащего обратному впрыску во второй резервуар 3, предварительно нагревается в первом теплообменнике 15 перед отбором во второй контур 14 создания избыточного давления и сжимается компрессором 31b. Остальные элементы этой системы 1 подачи топлива в соответствии со вторым вариантом изобретения расположены эквивалентно первому примеру варианту.
Хотя в двух вариантах осуществления по фиг. 2 и 3 компрессор 31b соединен с турбиной 31а и образует с ней турбокомпрессор 31, в показанном на фиг. 4 случае, который применим для обоих вариантов изобретения, компрессор 31b приводится в действие электродвигателем М. При этом достигается более гибкое управление компрессором 31b.
Хотя изобретение описано со ссылками на конкретные варианты осуществления, очевидно, что в пределах объема защиты изобретения, который определен пунктами формулы изобретения, возможны различные модификации и изменения. Соответственно, описание и чертежи следует рассматривать в качестве иллюстративных материалов, не имеющих ограничительного характера.

Claims (17)

1. Устройство для создания избыточного давления в первом резервуаре (2), содержащее по меньшей мере
второй резервуар (3), выполненный с возможностью содержать в себе криогенную текучую среду,
и первый контур (13) создания избыточного давления для обеспечения сообщения между вторым резервуаром (3) и первым резервуаром (2), причем этот первый контур (13) создания избыточного давления содержит по меньшей мере первый теплообменник (15) для нагрева потока криогенной текучей среды, отводимого от второго резервуара (3) через первый контур (13) создания избыточного давления, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит второй контур (14) создания избыточного давления с компрессором (31b), ответвляющийся от первого контура (13) создания избыточного давления и ведущий ко второму резервуару (3).
2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что второй контур (14) создания избыточного давления ответвляется от первого контура (13) создания избыточного давления выше по потоку первого теплообменника (15).
3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что второй контур (14) создания избыточного давления ответвляется от первого контура (13) создания избыточного давления ниже по потоку первого теплообменника (15).
4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит турбину (31a) для приведения в действие компрессора (31b).
5. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит электродвигатель (M) для приведения в действие компрессора (31b).
6. Система (1) подачи в реактивный двигатель по меньшей мере первого жидкого компонента топлива, содержащая по меньшей мере
первый резервуар (2), выполненный с возможностью содержать в себе первый жидкий компонент топлива,
и устройство для создания избыточного давления в первом резервуаре по любому из предыдущих пунктов.
7. Система по п. 6, в которой криогенная текучая среда во втором резервуаре (3) является инертной.
8. Система по п. 7, в которой криогенная текучая среда во втором резервуаре (3) является гелием.
9. Система по п. 7, в которой криогенная текучая среда во втором резервуаре (3) является азотом.
10. Система по п. 6, в которой первый жидкий компонент топлива является окислителем.
11. Система по п. 6, в которой первый жидкий компонент топлива является криогенной жидкостью с более высокой точкой конденсации, чем криогенная текучая среда во втором резервуаре (3).
12. Система по п. 6, дополнительно содержащая по меньшей мере один турбонасос (7) для перекачивания по меньшей мере первого жидкого компонента топлива и генератор (6) горячих газов для приведения в действие по меньшей мере одного турбонасоса (7), причем первый теплообменник (15) выполнен с возможностью нагрева указанного потока криогенной текучей среды, отводимой из второго резервуара (3), с использованием тепла, генерируемого генератором (6) горячих газов.
13. Способ создания избыточного давления в первом резервуаре (2), в котором поток криогенной текучей среды отбирают из второго резервуара (3) через первый контур (13) создания избыточного давления и нагревают по меньшей мере в первом теплообменнике (15), причем этот нагретый поток далее вводят в первый резервуар (2) для создания в нем избыточного давления, отличающийся тем, что вторую часть потока, отобранного из второго резервуара (3), отводят от первого контура (13) создания избыточного давления через второй контур (14) создания избыточного давления, сжимают с помощью компрессора (31b) второго контура (14) создания избыточного давления и вводят во второй резервуар (3) для создания избыточного давления во втором резервуаре (3).
RU2014127146A 2011-12-14 2012-12-07 Устройство для создания избыточного давления и соответствующий способ RU2607910C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1161612A FR2984452B1 (fr) 2011-12-14 2011-12-14 Dispositif et procede de pressurisation
FR1161612 2011-12-14
PCT/FR2012/052827 WO2013088030A1 (fr) 2011-12-14 2012-12-07 Dispositif et procede de pressurisation

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014127146A RU2014127146A (ru) 2016-02-10
RU2607910C2 true RU2607910C2 (ru) 2017-01-11

Family

ID=47505227

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014127146A RU2607910C2 (ru) 2011-12-14 2012-12-07 Устройство для создания избыточного давления и соответствующий способ

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9341315B2 (ru)
EP (1) EP2791571B8 (ru)
FR (1) FR2984452B1 (ru)
RU (1) RU2607910C2 (ru)
WO (1) WO2013088030A1 (ru)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3009587B1 (fr) 2013-08-06 2015-08-28 Snecma Dispositif de pressurisation de reservoirs d'ergol d'un moteur de fusee
FR3011281B1 (fr) * 2013-09-30 2015-10-16 Snecma Dispositif de pressurisation autogene d'un reservoir
FR3012533B1 (fr) * 2013-10-24 2019-04-05 Arianegroup Sas Dispositif de pressurisation autogene d'un reservoir d'ergol
FR3057055B1 (fr) * 2016-09-30 2019-07-26 Airbus Safran Launchers Sas Dispositif et procede de mise en froid
CN108954000A (zh) * 2017-05-17 2018-12-07 北京航天试验技术研究所 一种远程控制自动化供气系统
CN109018444A (zh) * 2018-08-02 2018-12-18 中国人民解放军国防科技大学 一种火箭动力式火星运输机动力系统
EP3670361B1 (en) * 2018-12-21 2023-05-10 ArianeGroup GmbH Method and power supply system for providing electric energy in a flight vehicle
CN111396742B (zh) * 2020-03-13 2021-10-29 上海空间推进研究所 用于加注增压的枢纽连接设备
FR3114355A1 (fr) * 2020-09-23 2022-03-25 Safran Ensemble de stockage cryogénique de carburant liquéfié
CN112361215B (zh) * 2020-11-13 2022-05-27 沈阳航天新光集团有限公司 航天器回收着陆后剩余推进剂无毒化处理装置及方法
GB2603962A (en) * 2021-02-23 2022-08-24 Protolaunch Ltd Rocket propulsion system
CN114688456B (zh) * 2022-03-29 2023-07-25 中国商用飞机有限责任公司 液体分配装置、温度控制系统及操作方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3506826A1 (de) * 1985-02-27 1986-08-28 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Verfahren zum betreiben eines fluessigkeitsraketentriebwerks und raketentriebwerk zur durchfuehrung des verfahrens
RU2095607C1 (ru) * 1995-07-19 1997-11-10 Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе
RU2148181C1 (ru) * 1998-10-12 2000-04-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" Жидкостная ракетная двигательная установка
RU2155273C1 (ru) * 1999-08-18 2000-08-27 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П. Глушко" Жидкостный ракетный двигатель (жрд) на криогенном топливе с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата (варианты)

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE651314C (de) * 1936-07-04 1937-10-11 Julius Pintsch Komm Ges Verfahren zum Umfuellen von verfluessigten Gasen
US2395113A (en) * 1940-04-01 1946-02-19 Daniel And Florence Guggenheim Mechanism for feeding combustion liquids to rocket apparatus
US2683963A (en) * 1947-08-05 1954-07-20 Edward F Chandler Reaction engine with automatic pressure regulation
US2701441A (en) * 1950-01-18 1955-02-08 Gen Electric Pressurized feed for jet propulsion systems
US3136121A (en) * 1960-02-12 1964-06-09 Aerojet General Co System for pressurizing and expelling cryogenic liquids
US3367271A (en) * 1966-03-07 1968-02-06 Nasa Usa Automatic pump
GB1167948A (en) * 1967-06-03 1969-10-22 Rolls Royce Rocket Engine.
DE2046078B2 (de) * 1970-09-18 1972-11-16 Einrichtung zum regeln des drucks in einem einen waermeerzeuger und eine gasturbine enthaltenden geschlossenen gaskreislauf
DE3617757C1 (ru) * 1986-05-30 1987-07-02 Erno Raumfahrttechnik Gmbh, 2800 Bremen, De
US5722232A (en) * 1994-10-13 1998-03-03 Martin Marietta Corporation Hybrid helium heater pressurization system and electrical ignition system for pressure-fed hybrid rockets
US5644920A (en) * 1995-09-25 1997-07-08 Rockwell International Corporation Liquid propellant densification
US7762498B1 (en) * 2005-06-09 2010-07-27 Lockheed Martin Corporation Enhanced high-efficiency spacecraft propulsion system
US8572948B1 (en) * 2010-10-15 2013-11-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Rocket engine propulsion system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3506826A1 (de) * 1985-02-27 1986-08-28 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Verfahren zum betreiben eines fluessigkeitsraketentriebwerks und raketentriebwerk zur durchfuehrung des verfahrens
RU2095607C1 (ru) * 1995-07-19 1997-11-10 Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе
RU2148181C1 (ru) * 1998-10-12 2000-04-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" Жидкостная ракетная двигательная установка
RU2155273C1 (ru) * 1999-08-18 2000-08-27 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П. Глушко" Жидкостный ракетный двигатель (жрд) на криогенном топливе с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата (варианты)

Also Published As

Publication number Publication date
US9341315B2 (en) 2016-05-17
EP2791571B1 (fr) 2015-09-16
FR2984452A1 (fr) 2013-06-21
US20150000755A1 (en) 2015-01-01
WO2013088030A1 (fr) 2013-06-20
RU2014127146A (ru) 2016-02-10
FR2984452B1 (fr) 2014-06-13
EP2791571B8 (fr) 2015-11-04
EP2791571A1 (fr) 2014-10-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2607910C2 (ru) Устройство для создания избыточного давления и соответствующий способ
RU2594940C2 (ru) Криогенная двигательная установка и способ питания бака такой установки
US10415507B2 (en) Method of regulating the pressure within a first rocket engine propellant tank
EP2964477B1 (en) Dual fuel system for an internal combustion engine
US10533523B2 (en) Device for pressurizing propellant tanks of a rocket engine
US20140283499A1 (en) Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber
US20180171933A1 (en) Micropump-fed autogenous pressurization system
US5444973A (en) Pressure-fed rocket booster system
RU2641791C2 (ru) Способ и устройство для питания ракетного двигателя
US10082106B2 (en) Propellant feed circuit and a cooling method
JP6289652B2 (ja) 流体を加圧し供給する装置、システム、および方法。
US10371098B2 (en) Device for pressurizing a propellant tank of a rocket engine
JP2016524071A (ja) 貯蔵圧力駆動サイクル
US20160222918A1 (en) Device for self-pressurization of a tank
US20150143797A1 (en) Turbopump
JP2018508695A (ja) ロケットエンジンの液体酸素タンク用加圧装置
US20130323081A1 (en) Turbopump
US20160237951A1 (en) Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber
EP2761159A1 (en) Propulsion system
KR101022388B1 (ko) 누센 펌프를 이용한 인공위성 추진 장치 및 추진 방법
KR20180054147A (ko) 연료가스 공급 시스템
CN110462278A (zh) 液化气罐装置和操作液化气罐装置的方法

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191208