WO2012133041A1 - 航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法 - Google Patents

航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法 Download PDF

Info

Publication number
WO2012133041A1
WO2012133041A1 PCT/JP2012/057172 JP2012057172W WO2012133041A1 WO 2012133041 A1 WO2012133041 A1 WO 2012133041A1 JP 2012057172 W JP2012057172 W JP 2012057172W WO 2012133041 A1 WO2012133041 A1 WO 2012133041A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fluid
pipe
propellant
supply pipe
pump
Prior art date
Application number
PCT/JP2012/057172
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
治 北山
佳太郎 石川
与周 三原
太一 青山
真二 西村
Original Assignee
三菱重工業株式会社
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 三菱重工業株式会社 filed Critical 三菱重工業株式会社
Priority to US14/007,147 priority Critical patent/US9476654B2/en
Priority to EP12762853.5A priority patent/EP2693033B1/en
Publication of WO2012133041A1 publication Critical patent/WO2012133041A1/ja

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F1/00—Tubular elements; Assemblies of tubular elements
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C1/00—Gas-turbine plants characterised by the use of hot gases or unheated pressurised gases, as the working fluid
    • F02C1/04—Gas-turbine plants characterised by the use of hot gases or unheated pressurised gases, as the working fluid the working fluid being heated indirectly
    • F02C1/08—Semi-closed cycles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/224—Heating fuel before feeding to the burner
    • 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
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • 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
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/40—Cooling arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/46—Feeding propellants using pumps
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F02K9/972—Fluid cooling arrangements for nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D7/00—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall
    • F28D7/10—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the conduits being arranged one within the other, e.g. concentrically
    • F28D7/106—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the conduits being arranged one within the other, e.g. concentrically consisting of two coaxial conduits or modules of two coaxial conduits
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F2265/00—Safety or protection arrangements; Arrangements for preventing malfunction
    • F28F2265/26—Safety or protection arrangements; Arrangements for preventing malfunction for allowing differential expansion between elements

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft / spacecraft fluid cooling system and an aircraft / spacecraft fluid cooling method for cooling a fluid in a pipe installed in the aircraft / spacecraft.
  • cryogenic fluids such as liquid fuel such as liquid hydrogen and liquid oxygen as propellants, and it is necessary to maintain the equipment temperature and propellant supply temperature required at engine ignition at low temperatures.
  • the fluid cooling system 3 that maintains the propellant supply temperature with a liquid rocket will be described.
  • the fluid cooling system 3 is used for a second stage rocket which carries an inertial flight around a planet while loading an artificial satellite and correcting the orbit.
  • the temperature of the fluid rises due to heat input from the outside or the pump 8 during the inertial flight of the second stage rocket in space. Therefore, the liquid cooling system 3 discards the propellant that has reached the saturation temperature or higher due to external heat input and accumulated in the feed line 6 and the main lines 9 and 11 to the outside (space) at regular intervals. By discarding the propellant to the outside, the inside of the feed line 6 and the main lines 9 and 11 is replaced with the low temperature propellant in the storage tank 4.
  • the main valve 10, the precooling valve 14, and the bearing precooling valve 16 are normally closed while the second stage rocket is inertial flying without burning propellant in the engine. It is in.
  • the precooling valve 14 and the bearing precooling valve 16 are opened, and the propellant accumulated in the feed line 6 and the main line 9 flows into the exhaust pipe 13 and the exhaust port 18. It is discarded to the outside through.
  • Non-Patent Document 1 discloses a technique for precooling a fluid by discarding a fluid at a minute flow rate and continuously replacing the inside of a pipe.
  • the storage tank needs to be loaded with a propellant that allows for an amount of invalid propellant, which leads to an increase in weight and hinders the improvement of rocket launching ability.
  • the present invention has been made in view of such circumstances, and can efficiently cool a fluid in a pipe installed in an aircraft / spacecraft, and reduce the amount of fluid necessary for cooling the fluid. It is an object to provide a fluid cooling system for an aircraft / spacecraft and a fluid cooling method for an aircraft / spacecraft.
  • the aircraft / spacecraft fluid cooling system and the aircraft / spacecraft fluid cooling method of the present invention employ the following means. That is, the aircraft / spacecraft fluid cooling system according to the first aspect of the present invention includes a first supply pipe that supplies fluid from a storage tank to a pump, or a second supply pipe that supplies fluid from a pump to a combustor.
  • the fluid that has passed through the pump is expanded to supply the fluid to the outer periphery of at least one of the first supply pipe and the second supply pipe, and inside the at least one of the first supply pipe and the second supply pipe
  • a cooling unit that cools the fluid and discharges the expanded fluid to the outside.
  • the fluid is stored in the storage tank in a liquefied state, for example, supplied from the storage tank to the pump via the first supply pipe, and from the pump to the combustor via the second supply pipe. Supplied to.
  • the fluid is, for example, liquid fuel such as hydrogen, LNG, or liquid oxygen.
  • the temperature of the fluid that has passed through the pump is reduced by expansion, and the temperature of the fluid that has been reduced is from the outer periphery side of at least one of the first supply pipe and the second supply pipe.
  • the fluid inside at least one of the above is cooled. Thereafter, the expanded fluid is discharged to the outside.
  • the fluid inside at least one of the first supply pipe and the second supply pipe is cooled by the cooling unit, it is maintained at a low temperature. Therefore, in a state before the combustor is operated and the fluid is combusted, the fluid stays in at least one of the first supply pipe and the second supply pipe and receives heat from the outside to reach the saturation temperature or higher. Can be prevented.
  • the fluid that has passed through the pump from the storage tank through the first supply pipe is supplied to the cooling unit, when the fluid is supplied to the cooling unit, the fluid in the first supply pipe and the pump is supplied from the storage tank. To be replaced with fluid. Therefore, the first supply pipe and the pump can be cooled by the relatively low temperature fluid supplied from the storage tank.
  • the cooling fluid in the cooling section is a gas-liquid two-phase flow
  • the latent heat of vaporization can be used and the amount of exchange heat can be increased, so that the fluid in the first supply pipe or the second supply pipe can be efficiently transferred.
  • the pump is, for example, a turbo pump.
  • the cooling unit may supply a fluid to the outer periphery along the length direction of at least one of the first supply pipe and the second supply pipe.
  • the fluid supplied to the outer periphery of at least one of the first supply pipe and the second supply pipe is the length direction of at least one of the first supply pipe and the second supply pipe, that is, the pipe Since it flows along the path, the internal fluid can be efficiently cooled.
  • the cooling unit forms a double pipe with at least one of the first supply pipe and the second supply pipe, and the inner pipe of the double pipe is the first supply pipe or the second supply pipe,
  • the cooling unit may be configured to allow fluid to pass between the outer pipe and the inner pipe of the double pipe.
  • the fluid in the first supply pipe or the second supply pipe which is the inner pipe is cooled by the fluid passing between the outer pipe including the inner pipe and the inner pipe.
  • the contact area is large and the temperature drops efficiently.
  • the aircraft / spacecraft fluid cooling method includes a step of supplying fluid from the storage tank to the pump via the inside of the first supply pipe connecting the storage tank and the pump, and the pump Expanding the fluid that has passed through, supplying the expanded fluid to at least one of the outer periphery of the first supply pipe and the outer periphery of the second supply pipe connecting the pump and the combustor, and the first supply
  • the fluid supplied to at least one of the outer periphery of the tube and the outer periphery of the second supply tube cools at least one of the fluid in the first supply tube and the second supply tube;
  • the fluid supplied to at least one of the outer circumference of the first supply pipe and the outer circumference of the second supply pipe, which has cooled at least one of the fluid inside the supply pipe and the second supply pipe, is discharged to the outside. That and a step.
  • the fluid in the piping installed in the aircraft / spacecraft can be efficiently cooled, and the amount of fluid necessary for cooling the fluid can be reduced.
  • the fluid cooling system 1 is used for a liquid rocket, in particular, a second stage rocket or the like that carries an artificial satellite or the like and inertially flies around the planet while correcting its orbit.
  • the fluid cooling system 1 can cool the propellant in the feed line 6 when the cooling unit 26 cools the feed line 6.
  • a propellant is an example of a fluid, for example, a liquid fuel such as liquid hydrogen, or liquid oxygen.
  • the propellant is used for combustion of an engine (not shown).
  • the fluid cooling system 1 may be provided in each of the two systems of the liquid fuel system and the liquid oxygen system in the liquid rocket, or may be provided in only one of the systems. Since liquid oxygen has a higher molecular weight than liquid fuel, the effect of reducing the amount of waste described later is higher when it is provided in the liquid oxygen system than when it is provided in the liquid fuel system.
  • the second stage rocket has a storage tank 4 for storing the propellant and a pump 8 for supplying the propellant to the engine.
  • the pump 8 is a turbo pump, for example.
  • the present invention is also applicable to an engine system that uses a pump other than a turbo pump.
  • the feed line 6 is an example of a first supply pipe, and connects the outlet 5 provided in the storage tank 4 and the pump 8.
  • the feed line 6 supplies propellant from the storage tank 4 to the pump 8.
  • a bellows 7 that is a bellows-like tube material is used at a connection portion between the feed line 6 and the pump 8. According to the bellows 7, flexibility can be provided between the feed line 6 and the pump 8.
  • the feed line 6 constitutes an inner pipe of the double pipe 27 from the outlet 5 to the inlet of the bellows 7.
  • the main lines 9 and 11 are an example of a second supply pipe, and connect the pump 8 and the engine (combustor) via the main valve 10.
  • the main lines 9 and 11 supply propellant from the pump 8 to the engine.
  • the main line 9 is a pipe from the pump 8 to the main valve 10
  • the main line 11 is a pipe from the main valve 10 to the engine.
  • the main valve 10 is opened when the propellant is burned by the engine to correct the trajectory of the second stage rocket, etc., and is closed while the propellant is not burned by the engine during inertial flight. .
  • the main line 9 is provided with a branch portion 12, and an exhaust pipe 13 is connected to the branch portion 12.
  • the exhaust pipe 13 is provided with an exhaust port 18, and the propellant is discarded from the exhaust port 18.
  • the exhaust pipe 13 is provided with a precooling valve 14.
  • the precooling valve 14 is normally closed both during engine combustion and inertial flight. The pre-cooling valve 14 is opened when the propellant accumulated in the main line 9 is discarded due to saturation by heat input from the outside.
  • a bearing precooling line 15 is connected to the pump 8.
  • the bearing precooling line 15 connects the pump 8 and the junction 17.
  • the junction 17 is a junction of the bearing precooling line 15 and the exhaust pipe 13.
  • a bearing precooling valve 16 is provided in the bearing precooling line 15.
  • the bearing precooling valve 16 is opened to cool a bearing (not shown) provided in the pump 8 while the engine is stopped.
  • the bearing is cooled by propellant passing through a bearing precooling line 15.
  • the propellant having cooled the bearing is discarded to the outside through the exhaust pipe 13 and the exhaust port 18.
  • the bearing precooling valve 16 is closed during combustion of the engine and while cooling of the bearing is unnecessary.
  • the bearing precooling line 15 is provided with a branch portion 21, and a cooling portion inlet pipe 22 is connected to the branch portion 21.
  • the cooling part inlet pipe 22 connects the branch part 21 and the outer pipe inlet 25.
  • the outer pipe inlet 25 is an inlet of the cooling unit 26 and is provided on the storage tank 4 side in the outer periphery of the feed line 6.
  • the outer pipe inlet 25 may be provided on the pump 8 side in the outer periphery of the feed line 6.
  • the cooling unit inlet pipe 22 is provided with an upstream orifice 23 and an on-off valve 24. The on-off valve 24 is opened when propellant is allowed to pass through the cooling unit 26, and is closed when propellant is not allowed to pass through the cooling unit 26.
  • the cooling unit 26 is an outer pipe of the double pipe 27 and includes the outer periphery of the feed line 6 while being in contact with the feed line 6 constituting the inner pipe of the double pipe 27.
  • a cooling unit outlet pipe 29 is connected to an outer pipe outlet 28 which is an outlet of the cooling unit 26.
  • the outer tube outlet 28 is provided on the pump 8 side in the outer periphery of the feed line 6.
  • the outer pipe outlet 28 may be provided on the storage tank 4 side of the outer periphery of the feed line 6 when the outer pipe inlet 25 is provided on the pump 8 side.
  • the cooling section outlet pipe 29 connects the outer pipe outlet 28 and the merging section 31.
  • the merge portion 31 is a merge point between the cooling portion outlet pipe 29 and the exhaust pipe 13.
  • the cooling unit outlet pipe 29 is provided with a downstream orifice 30.
  • the cooling unit outlet pipe 29 discards the expanded propellant to the outside through the exhaust pipe 13 and the exhaust port 18.
  • the upstream orifice 23 and the downstream orifice 30 each have a flow rate adjusting mechanism, and when the on-off valve 24 is in an open state, the propellant is expanded between the upstream orifice 23 and the downstream orifice 30 by the Joule-Thomson effect. As a result, the propellant is cooled between the upstream orifice 23 and the downstream orifice 30, and the low-temperature propellant passing through the cooling unit 26 cools the propellant in the feed line 6.
  • the upstream orifice 23 and the downstream orifice 30 are, for example, fixed based on the flow rate obtained by the preliminary test.
  • the upstream orifice 23 and the downstream orifice 30 may be variable, and the flow rate flowing through the cooling unit 26 may be changed according to the temperature.
  • the propellant supplied to the cooling unit 26 can efficiently cool the propellant in the feed line 6 by flowing along the pipe line direction of the feed line 6. Further, the supply of the propellant to the cooling unit 26 may be continuously performed during inertial flight and before the ignition of the engine. Even if the propellant is kept flowing constantly, the amount of propellant discarded can be reduced by the effect of expansion and temperature reduction compared to the conventional method of intermittently discarding and replacing the propellant.
  • the double pipe 27 will be described with reference to FIG.
  • the double pipe 27 includes an inner pipe 33 and an outer pipe 34. Inside the inner pipe 33 is a feed line 6 through which propellant flowing from the storage tank 4 to the pump 8 passes. Between the outer tube 34 and the inner tube 33 is the cooling unit 26, and the propellant that has been expanded and lowered in temperature passes therethrough.
  • the cooling unit 26 When the propellant whose temperature has been lowered passes through the cooling unit 26, heat input from the outside via the outer pipe 34 is prevented from being transmitted to the propellant passing through the feed line 6. In addition, the propellant passing through the cooling unit 26 cools the propellant passing through the feed line 6 from the outer peripheral side of the inner tube 33 and condenses the saturated propellant.
  • the inner pipe 33 has a large contact area between the outer pipe 34 and the propellant passing through the inner pipe 33, and can efficiently lower the temperature of the propellant inside the inner pipe 33. .
  • the propellant in the feed line 6 is cooled by the cooling unit 26, it is maintained at a low temperature. Therefore, in a state before the engine is operated and the propellant is burned, the propellant can be prevented from staying in the feed line 6 and receiving heat from the outside to reach the saturation temperature or higher.
  • the propellant that has passed through the pump 8 from the storage tank 4 through the feed line 6 is supplied to the cooling unit 26, when the propellant is supplied to the cooling unit 26, the propellant in the feed line 6 and the pump 8. Is replaced with propellant supplied from the storage tank 4. Therefore, the feed line 6 and the pump 8 can be cooled by the relatively low temperature propellant supplied from the storage tank 4.
  • the propellant for cooling in the cooling unit 26 is a gas-liquid two-phase flow
  • boiling and forced convection occur in the cooling unit 26. Since the latent heat of vaporization of the propellant in the cooling unit 26 can be used and the amount of exchange heat can be increased, the fluid in the feed line 6 can be efficiently cooled.
  • the cooling unit 26 is provided on the outer peripheral portion of the feed line 6
  • the cooling unit 26 is provided on the outer peripheral portion of the main line 9.
  • the main line 9 and the cooling unit 26 constitute a double pipe 32.
  • the main line 9 constitutes the inner pipe of the double pipe 32.
  • the propellant is cooled between the upstream orifice 23 and the downstream orifice 30, and the low-temperature propellant passing through the cooling unit 26 cools the propellant in the main line 9.
  • the propellant supplied to the cooling unit 26 can efficiently cool the propellant in the main line 9 by flowing along the pipe line direction of the main line 9.
  • the propellant in the main line 9 is cooled by the cooling unit 26, it is maintained at a low temperature. Therefore, in a state before the engine is operated and the propellant is burned, the propellant stays in the main line 9 and can be prevented from receiving the heat from the outside and reaching the saturation temperature or higher.
  • the propellant that has passed through the pump 8 from the storage tank 4 through the feed line 6 is supplied to the cooling unit 26, when the propellant is supplied to the cooling unit 26, the propellant in the feed line 6 and the pump 8. Is replaced with propellant supplied from the storage tank 4. Therefore, the feed line 6 and the pump 8 can be cooled by the relatively low temperature propellant supplied from the storage tank 4.
  • the propellant in the feed line 6 or the main line 9 can be cooled by expansion and temperature reduction of the propellant. Further, the propellant disposal amount can be reduced as compared with the conventional method of intermittently discarding and replacing the propellant. Depending on system conditions, the amount of waste can be reduced to 1/3 or less.
  • the present invention may be a system that combines the first embodiment and the second embodiment. is there.
  • the target that can be cooled by the expansion and low temperature of the propellant and the replacement of the propellant is not limited to the propellant in the feed line 6 or the main line 9 or the pump 8, Members are also included.
  • the present invention is not limited to this example, and the engine is burned using a cryogenic fluid such as liquid fuel and liquid oxygen. Applicable to aircraft and spacecraft.
  • the cooling unit 26 is configured between the outer pipe 34 and the inner pipe 33 of the double pipes 27 and 32 in the above embodiment, the present invention is not limited to this example.
  • the propellant that has been expanded and lowered in temperature only needs to be able to contact the feed line 6 or the main line 9 to transfer heat, and a configuration that does not use a double pipe may be used.
  • the propellant in the feed line 6 or the main line 9 can be reduced by expanding and cooling the propellant by another method. It may be cooled.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)

Abstract

航空機・宇宙機に設置された配管内の流体を効率良く冷却することができ、流体の冷却に必要な流体量を低減することが可能な航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法を提供する。流体冷却システム（１）は、貯蔵タンク（４）からポンプ（８）に流体を供給するフィードライン（６）と、ポンプ（８）を通過した推進薬を膨張させて、フィードライン（６）の外周に推進薬を供給し、フィードライン（６）内部の推進薬を冷却し、膨張した推進薬を外部に排出する冷却部（２６）とを備える。

Description

航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法
　本発明は、航空機・宇宙機に設置された配管内の流体を冷却する航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法に関するものである。
　液体ロケットの多くは、極低温流体、例えば液体水素などの液体燃料及び液体酸素を推進薬としており、エンジン着火時に要求される機器温度や推進薬供給温度を低温に維持する必要がある。
　図４を参照して、液体ロケットにて推進薬供給温度を維持する流体冷却システム３について説明する。流体冷却システム３は、人工衛星等を積んで、軌道修正しながら惑星周囲を慣性飛行する第２段ロケットに使用される。
　貯蔵タンク４からポンプ８まで推進薬を供給するフィードライン６、及びポンプ８からメインライン１１の先に接続されたエンジン（図示せず。）まで推進薬を供給するメインライン９，１１、及び内部流体は、第２段ロケットが宇宙空間を慣性飛行中、外部又はポンプ８からの入熱によって温度上昇する。そこで、液体冷却システム３は、外部入熱によって飽和温度以上になりフィードライン６及びメインライン９，１１に溜まった推進薬を一定間隔で外部（宇宙空間）に廃棄する。外部に推進薬が廃棄されることによって、フィードライン６及びメインライン９，１１内部は、貯蔵タンク４内の低温の推進薬に置換される。
　図４に示す流体冷却システム３の場合、第２段ロケットがエンジンで推進薬を燃焼させずに慣性飛行している間は、通常、メインバルブ１０、予冷弁１４及びベアリング予冷弁１６が閉状態にある。そして、慣性飛行中に推進薬の置換が実行される場合、予冷弁１４とベアリング予冷弁１６が開放されて、フィードライン６及びメインライン９に溜まった推進薬が、排気管１３及び排気口１８を介して外部に廃棄される。
　非特許文献１には、流体を微小流量ずつ廃棄して、配管内を連続置換することによって、流体を予冷する技術が開示されている。
特開平６－３４７１１３号公報
Bernard F.Kutter, Frank Zegler, Jon Barr, Mari Gravlee, Jake Szatkowski, Jeff Patton,Scott Ward, "Ongoing Launch Vehicle Innovation at United Launch Alliance",IEEE 2010-1020.
　しかし、従来の技術では、慣性飛行時間が長くなるほど、予冷のために廃棄しなければならない推進薬量（すなわち燃焼に使用されない無効推進薬量）が過大となる。そのため、貯蔵タンクには、無効推進薬量分を見込んだ推進薬を搭載する必要があるため、重量の増大につながり、ロケット打ち上げ能力の向上の妨げとなっている。
　本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、航空機・宇宙機に設置された配管内の流体を効率良く冷却することができ、流体の冷却に必要な流体量を低減することが可能な航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法を提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本発明の航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法は以下の手段を採用する。
　すなわち、本発明の第１の態様に係る航空機・宇宙機用流体冷却システムは、貯蔵タンクからポンプに流体を供給する第１供給管、又はポンプから燃焼器に流体を供給する第２供給管と、ポンプを通過した流体を膨張させて、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の外周に流体を供給し、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の内部の流体を冷却し、膨張した流体を外部に排出する冷却部とを備える。
　上記態様によれば、流体は、例えば液化した状態で貯蔵タンクに貯蔵されており、第１供給管を介して、貯蔵タンクからポンプへ供給され、第２供給管を介して、ポンプから燃焼器へ供給される。流体は、例えば水素、ＬＮＧ等の液体燃料、又は液体酸素である。冷却部では、ポンプを通過した流体が膨張することによって低温化し、低温化した流体が、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の外周側から第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の内部の流体を冷却する。その後、膨張した流体は外部に排出される。
　第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の内部の流体は、冷却部によって冷却されるため、低温で維持される。したがって、燃焼器が作動して流体を燃焼する前の状態において、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の内部に流体が滞留し、外部から熱を受けて飽和温度以上になることを防止できる。また、貯蔵タンクから第１供給管を経てポンプを通過した流体が冷却部へ供給されるため、流体が冷却部へ供給されると、第１供給管とポンプ内の流体は、貯蔵タンクから供給される流体で置換される。したがって、貯蔵タンクから供給される比較的低温の流体によって、第１供給管とポンプを冷却できる。なお、冷却部における冷却用の流体を気液二相流とした場合、蒸発潜熱を利用でき、交換熱量を大きくすることができるため、効率的に第１供給管又は第２供給管内の流体を冷却できる。なお、ポンプは、例えばターボポンプである。
　上記態様において、冷却部は、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の長さ方向に沿って外周に流体を供給する構成としてもよい。
　上記構成によれば、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の外周に供給された流体は、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方の長さ方向、すなわち管路に沿って流れるため、内部の流体を効率的に冷却できる。
　上記態様において、冷却部は、第１供給管及び第２供給管の少なくともいずれか一方と二重配管を形成し、二重配管の内管が第１供給管又は第２供給管であって、冷却部は、二重配管の外管と内管の間に流体を通過させる構成としてもよい。
　上記構成によれば、内管である第１供給管又は第２供給管内の流体は、内管を包含する外管と内管の間を通過する流体によって冷却されるため、低温の流体との接触面積が広く、効率的に温度が降下する。
　また、本発明の第２の態様に係る航空機・宇宙機用流体冷却方法は、貯蔵タンクとポンプを連結する第１供給管の内部を介して貯蔵タンクからポンプへ流体を供給するステップと、ポンプを通過した流体を膨張させるステップと、膨張した流体を、第１供給管の外周、及びポンプと燃焼器を連結する第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給するステップと、第１供給管の外周及び第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給された流体が、第１供給管の内部及び第２供給管の内部の少なくともいずれか一方の流体を冷却するステップと、第１供給管の内部及び第２供給管の内部の少なくともいずれか一方の流体を冷却した、第１供給管の外周及び第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給された流体を外部に排出するステップとを備える。
　本発明によれば、航空機・宇宙機に設置された配管内の流体を効率良く冷却することができ、流体の冷却に必要な流体量を低減することができる。
本発明の第１実施形態に係る流体冷却システムを示す配管図である。 二重配管を示す部分拡大断面図である。 本発明の第２実施形態に係る流体冷却システムを示す配管図である。 従来の流体冷却システムを示す配管図である。
　以下に、本発明に係る実施形態について、図面を参照して説明する。
［第１実施形態］
　以下、本発明の第１実施形態に係る流体冷却システム１について、図１を用いて説明する。流体冷却システム１は、液体ロケット、特に、人工衛星等を積んで、軌道修正しながら惑星周囲を慣性飛行する第２段ロケット等に使用される。
　流体冷却システム１は、冷却部２６がフィードライン６を冷却することによって、フィードライン６内の推進薬を冷却することができる。推進薬は、流体の一例であり、例えば液体水素などの液体燃料、又は液体酸素である。推進薬は、エンジン（図示せず。）の燃焼に使用される。流体冷却システム１は、液体ロケット内における液体燃料系統と液体酸素系統の２系統にそれぞれ設けられてもよいし、いずれか一方の系統のみに設けられてもよい。なお、液体酸素のほうが、液体燃料に比べて分子量が大きいため、液体酸素系統に設けられる場合のほうが液体燃料系統に設けられる場合よりも、後述する廃棄量削減の効果が高い。
　第２段ロケットは、推進薬を貯蔵する貯蔵タンク４と、推進薬をエンジンに供給するポンプ８を有する。ポンプ８は、例えばターボポンプである。なお、本発明は、ターボポンプ以外のポンプを用いるエンジンシステムにも適用可能である。
　フィードライン６は、第１供給管の一例であり、貯蔵タンク４に設けられた取出し口５と、ポンプ８を連結している。フィードライン６は、貯蔵タンク４からポンプ８へ推進薬を供給する。なお、フィードライン６とポンプ８の接続部分には、蛇腹状の管材であるベローズ７が使用される。ベローズ７によれば、フィードライン６とポンプ８の間に可とう性を持たせることができる。フィードライン６は、取出し口５からベローズ７の入口までの間、二重配管２７の内管を構成する。
　メインライン９，１１は、第２供給管の一例であり、メインバルブ１０を介してポンプ８とエンジン（燃焼器）を連結している。メインライン９，１１は、ポンプ８からエンジンに推進薬を供給する。メインライン９は、ポンプ８からメインバルブ１０までの配管であり、メインライン１１は、メインバルブ１０からエンジンまでの配管である。
　メインバルブ１０は、第２段ロケットの軌道修正などのため、エンジンで推進薬を燃焼させる際は開状態にされ、慣性飛行中であってエンジンで推進薬を燃焼させない間は閉状態にされる。
　メインライン９には、分岐部１２が設けられ、排気管１３が分岐部１２に接続される。排気管１３は、排気口１８が設けられており、排気口１８から推進薬を廃棄する。また、排気管１３には、予冷弁１４が設けられる。予冷弁１４は、エンジン燃焼中、及び慣性飛行中ともに、通常は閉状態である。予冷弁１４は、外部からの入熱によって飽和し、メインライン９に溜まった推進薬を廃棄する場合に開状態にされる。
　ポンプ８には、ベアリング予冷ライン１５が接続される。ベアリング予冷ライン１５は、ポンプ８と、合流部１７を連結している。合流部１７は、ベアリング予冷ライン１５と排気管１３との合流地点である。ベアリング予冷ライン１５には、ベアリング予冷弁１６が設けられる。ベアリング予冷弁１６は、エンジン停止中にポンプ８に設けられたベアリング（図示せず。）を冷却するため、開状態にされる。ベアリングは、ベアリング予冷ライン１５を通過する推進薬によって冷却される。ベアリングを冷却した推進薬は、排気管１３及び排気口１８を介して外部に廃棄される。ベアリング予冷弁１６は、エンジン燃焼中及びベアリングの冷却が不要な間は、閉状態にされる。
　ベアリング予冷ライン１５には、分岐部２１が設けられ、冷却部入口管２２が分岐部２１に接続される。冷却部入口管２２は、分岐部２１と、外管入口２５を連結している。外管入口２５は、冷却部２６の入口であって、フィードライン６の外周のうち貯蔵タンク４側に設けられる。なお、外管入口２５は、フィードライン６の外周のうちポンプ８側に設けられてもよい。冷却部入口管２２には、上流オリフィス２３と、開閉弁２４が設けられる。開閉弁２４は、冷却部２６に推進薬を通過させる際、開状態にされ、冷却部２６に推進薬を通過させない場合に、閉状態にされる。
　冷却部２６は、二重配管２７の外管であり、二重配管２７のうち内管を構成するフィードライン６と接触しつつ、フィードライン６の外周を包含する。冷却部２６の出口である外管出口２８には、冷却部出口管２９が接続される。外管出口２８は、フィードライン６の外周のうちポンプ８側に設けられる。なお、外管出口２８は、外管入口２５がポンプ８側に設けられるとき、フィードライン６の外周のうち貯蔵タンク４側に設けられてもよい。冷却部出口管２９は、外管出口２８と、合流部３１を連結している。合流部３１は、冷却部出口管２９と、排気管１３との合流地点である。冷却部出口管２９には、下流オリフィス３０が設けられる。冷却部出口管２９は、排気管１３及び排気口１８を介して、膨張した推進薬を外部へ廃棄する。
　上流オリフィス２３と下流オリフィス３０は、それぞれ流量調整機構を有しており、開閉弁２４が開状態にあるとき、上流オリフィス２３と下流オリフィス３０間で、推進薬をジュール・トムソン効果によって膨張させる。その結果、上流オリフィス２３と下流オリフィス３０間で、推進薬は低温化し、冷却部２６を通過する低温の推進薬が、フィードライン６内の推進薬を冷却する。上流オリフィス２３と下流オリフィス３０は、事前試験によって得られる流量に基づいて、例えば固定である。なお、上流オリフィス２３と下流オリフィス３０は、可変としてもよく、温度に応じて冷却部２６を流れる流量を変化させるようにしてもよい。
　冷却部２６に供給された推進薬は、フィードライン６の管路方向に沿って流れることによって、フィードライン６内の推進薬を効率的に冷却できる。また、冷却部２６への推進薬の供給は、慣性飛行中、エンジンの着火前にわたって常時継続させてもよい。常時推進薬を流し続けたとしても、膨張低温化の効果によって、従来の間欠的に推進薬を廃棄し、置換する方法に比べて、推進薬の廃棄量を削減できる。
　図２を参照して、二重配管２７について説明する。
　二重配管２７は、内管３３と外管３４からなる。内管３３内部は、フィードライン６であって、貯蔵タンク４からポンプ８へ流れる推進薬が通過する。外管３４と内管３３の間は、冷却部２６であって、膨張低温化した推進薬が通過する。
　冷却部２６を低温化した推進薬が通過することによって、外管３４を介する外部からの入熱がフィードライン６を通過する推進薬へ伝達されるのを防ぐ。また、冷却部２６を通過する推進薬が、内管３３の外周側から、フィードライン６を通過する推進薬を冷却し、飽和した推進薬を凝縮させる。
　二重配管２７によれば、内管３３は、外管３４と内管３３を通過する推進薬との接触面積が広く、効率的に内管３３内部の推進薬の温度を低下させることができる。なお、内管３３の外周部にフィンを設けて、熱伝達を促進させるようにしてもよい。
　フィードライン６内部の推進薬は、冷却部２６によって冷却されるため、低温で維持される。したがって、エンジンが作動して推進薬を燃焼する前の状態において、フィードライン６内部に推進薬が滞留し、外部から熱を受けて飽和温度以上になることを防止できる。また、貯蔵タンク４からフィードライン６を経てポンプ８を通過した推進薬が冷却部２６へ供給されるため、推進薬が冷却部２６へ供給されると、フィードライン６とポンプ８内の推進薬は、貯蔵タンク４から供給される推進薬で置換される。したがって、貯蔵タンク４から供給される比較的低温の推進薬によって、フィードライン６とポンプ８を冷却できる。
　なお、冷却部２６における冷却用の推進薬を気液二相流とした場合、冷却部２６内部では沸騰と強制対流が生じる。そして、冷却部２６内部の推進薬の蒸発潜熱を利用でき、交換熱量を大きくすることができるため、効率的にフィードライン６内の流体を冷却できる。
［第２実施形態］
　次に、本発明の第２実施形態に係る流体冷却システム２について、図３を用いて説明する。尚、第１実施形態と重複する構成については省略する。
　上述した第１実施形態では、冷却部２６がフィードライン６の外周部に設けられる場合について説明したが、第２実施形態では、冷却部２６がメインライン９の外周部に設けられる。そして、メインライン９と冷却部２６によって、二重配管３２が構成される。メインライン９は、二重配管３２の内管を構成する。
　本実施形態の外管入口２５は、冷却部２６の入口であって、メインライン９の外周のうちポンプ８側に設けられる。なお、外管入口２５は、メインライン９の外周のうちエンジン側に設けられてもよい。冷却部２６は、二重配管３２の外管であり、二重配管３２のうち内管を構成するメインライン９と接触しつつ、メインライン９の外周を包含する。外管出口２８は、メインライン９の外周のうちエンジン側に設けられる。なお、外管出口２８は、外管入口２５がエンジン側に設けられるとき、メインライン９の外周のうちポンプ８側に設けられてもよい。
　本実施形態では、上流オリフィス２３と下流オリフィス３０間で、推進薬が低温化し、冷却部２６を通過する低温の推進薬が、メインライン９内の推進薬を冷却する。
　冷却部２６に供給された推進薬は、メインライン９の管路方向に沿って流れることによって、メインライン９内の推進薬を効率的に冷却できる。
　メインライン９内部の推進薬は、冷却部２６によって冷却されるため、低温で維持される。したがって、エンジンが作動して推進薬を燃焼する前の状態において、メインライン９内部に推進薬が滞留し、外部から熱を受けて飽和温度以上になることを防止できる。また、貯蔵タンク４からフィードライン６を経てポンプ８を通過した推進薬が冷却部２６へ供給されるため、推進薬が冷却部２６へ供給されると、フィードライン６とポンプ８内の推進薬は、貯蔵タンク４から供給される推進薬で置換される。したがって、貯蔵タンク４から供給される比較的低温の推進薬によって、フィードライン６とポンプ８を冷却できる。
　以上、本発明の第１、第２実施形態によれば、推進薬の膨張低温化によって、フィードライン６又はメインライン９内の推進薬を冷却できる。また、従来の間欠的に推進薬を廃棄し、置換する方法に比べて、推進薬の廃棄量を削減できる。システム条件によっては、廃棄量を１／３以下に削減できる。
　なお、上記第１実施形態と第２実施形態では、いずれか一つのシステムからなる場合について説明したが、本発明は、第１実施形態と第２実施形態を組み合わせたシステムとすることも可能である。また、推進薬の膨張低温化や推進薬の置換によって冷却できる対象は、フィードライン６又はメインライン９内部の推進薬や、ポンプ８に限られず、二重配管２７，３２の外管３４近傍の部材も含まれる。
　また、上記実施形態では、液体ロケットのうち第２段ロケットの場合について説明したが、本発明はこの例に限定されず、液体燃料及び液体酸素などの極低温流体を使用してエンジンを燃焼させる航空機や宇宙機にも適用できる。更に、上記実施形態では、冷却部２６は、二重配管２７，３２の外管３４と内管３３の間で構成されるとしたが、本発明はこの例に限定されない。膨張低温化させた推進薬がフィードライン６又はメインライン９と接触して、熱伝達できればよく、二重配管を使用しない構成でもよい。
　また、上記実施形態では、ジュール・トムソン効果によって推進薬の膨張低温化する例について説明したが、他の方法によって推進薬を膨張低温化させて、フィードライン６又はメインライン９内の推進薬を冷却させてもよい。
１，２，３　流体冷却システム
４　貯蔵タンク
５　取出し口
６　フィードライン（第１供給管）
７　ベローズ
８　ポンプ
９，１１　メインライン（第２供給管）
１０　メインバルブ
１２　分岐部
１３　排気管
１４　予冷弁
１５　ベアリング予冷ライン
１６　ベアリング予冷弁
１７　合流部
１８　排気口
２１　分岐部
２２　冷却部入口管
２３　上流オリフィス
２４　開閉弁
２５　外管入口
２６　冷却部
２７，３２　二重配管
２８　外管出口
２９　冷却部出口管
３０　下流オリフィス
３１　合流部
３３　内管
３４　外管
 

Claims (4)

  1. 　貯蔵タンクからポンプに流体を供給する第１供給管、又は前記ポンプから燃焼器に前記流体を供給する第２供給管と、
    　前記ポンプを通過した前記流体を膨張させて、前記第１供給管及び前記第２供給管の少なくともいずれか一方の外周に前記流体を供給し、前記第１供給管及び前記第２供給管の少なくともいずれか一方の内部の前記流体を冷却し、膨張した前記流体を外部に排出する冷却部と、
    を備える航空機・宇宙機用流体冷却システム。
  2. 　前記冷却部は、前記第１供給管及び前記第２供給管の少なくともいずれか一方の長さ方向に沿って外周に前記流体を供給する請求項１に記載の航空機・宇宙機用流体冷却システム。
  3. 　前記冷却部は、前記第１供給管及び前記第２供給管の少なくともいずれか一方と二重配管を形成し、前記二重配管の内管が前記第１供給管又は前記第２供給管であって、前記冷却部は、前記二重配管の外管と前記内管の間に前記流体を通過させる請求項１又は２に記載の航空機・宇宙機用流体冷却システム。
  4. 　貯蔵タンクとポンプを連結する第１供給管の内部を介して前記貯蔵タンクから前記ポンプへ流体を供給するステップと、
    　前記ポンプを通過した前記流体を膨張させるステップと、
    　膨張した前記流体を、前記第１供給管の外周、及び前記ポンプと燃焼器を連結する第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給するステップと、
    　前記第１供給管の外周及び前記第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給された前記流体が、前記第１供給管の内部及び前記第２供給管の内部の少なくともいずれか一方の前記流体を冷却するステップと、
    　前記第１供給管の内部及び前記第２供給管の内部の少なくともいずれか一方の前記流体を冷却した、前記第１供給管の外周及び前記第２供給管の外周の少なくともいずれか一方に供給された前記流体を外部に排出するステップと、
    を備える航空機・宇宙機用流体冷却方法。
     
PCT/JP2012/057172 2011-03-31 2012-03-21 航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法 WO2012133041A1 (ja)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/007,147 US9476654B2 (en) 2011-03-31 2012-03-21 Aircraft/spacecraft fluid cooling system and aircraft/spacecraft fluid cooling method
EP12762853.5A EP2693033B1 (en) 2011-03-31 2012-03-21 Aircraft/spacecraft fluid cooling system and aircraft/spacecraft fluid cooling device

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2011081257A JP5762093B2 (ja) 2011-03-31 2011-03-31 航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法
JP2011-081257 2011-03-31

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2012133041A1 true WO2012133041A1 (ja) 2012-10-04

Family

ID=46930773

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2012/057172 WO2012133041A1 (ja) 2011-03-31 2012-03-21 航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9476654B2 (ja)
EP (1) EP2693033B1 (ja)
JP (1) JP5762093B2 (ja)
WO (1) WO2012133041A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2015526640A (ja) * 2012-08-22 2015-09-10 スネクマ 冷却方法

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6159641B2 (ja) * 2013-10-15 2017-07-05 株式会社Ｉｈｉエアロスペース 極低温推進薬貯蔵装置
JP6590502B2 (ja) * 2015-03-31 2019-10-16 三菱重工業株式会社 宇宙航行体用の推進薬タンク及び宇宙航行体
DE102016103229B4 (de) * 2016-02-24 2020-06-25 Arianegroup Gmbh Einspritzung in Rohre eines Rohrbündelwärmetauschers
DE102016103223A1 (de) * 2016-02-24 2017-08-24 Airbus Ds Gmbh Kühlung von Treibstoff für ein Triebwerk
FR3057055B1 (fr) * 2016-09-30 2019-07-26 Airbus Safran Launchers Sas Dispositif et procede de mise en froid

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4707982A (en) * 1981-06-26 1987-11-24 Rockwell International Corporation Thermal regenerative injector
JPH01142368A (ja) * 1987-11-30 1989-06-05 Shimadzu Corp 航空機用冷凍装置
JPH0448184A (ja) * 1990-06-13 1992-02-18 Tokyo Gas Co Ltd 液体水素の製造方法
JPH06347113A (ja) 1993-06-08 1994-12-20 Toshiba Corp ジュール・トムソン型冷却装置
US5410874A (en) * 1990-11-19 1995-05-02 United Technologies Corporation Method and apparatus for increasing combustion chamber pressure in a high pressure expander cycle rocket engine
JPH10122763A (ja) * 1996-08-07 1998-05-15 Cornel Dutescu 流体への熱伝達システム、同熱伝達用組立体、同熱伝達プロセス、該システムの又は該組立体の使用
JPH11229964A (ja) * 1997-11-14 1999-08-24 Trw Inc 宇宙船ロケットエンジン
JP2001193565A (ja) * 1999-12-03 2001-07-17 Astrium Gmbh 密閉エンジンサイクルを有する液体燃料用ロケットエンジン
JP2002538346A (ja) * 1999-01-29 2002-11-12 アストリウム・ゲゼルシャフト・ミット・ベシュレンクテル・ハフツング ロケットブースタ用燃料供給装置、およびこの装置内で使用する熱交換器
JP2003278600A (ja) * 2002-03-15 2003-10-02 Boeing Co:The 酸化剤および燃料を燃焼室に提供するためのシステム、酸化剤および燃料の提供および冷却のためのシステム、ならびに燃料および酸化剤をロケットエンジンに提供するための方法

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB792909A (en) * 1953-06-19 1958-04-02 Havilland Engine Co Ltd Rocket motor cooling systems
US3028729A (en) * 1960-04-12 1962-04-10 United Aircraft Corp Rocket fuel system
FR2313650A1 (fr) * 1975-06-05 1976-12-31 Bertin & Cie Echangeur de chaleur compact pour fluides
US4096616A (en) * 1976-10-28 1978-06-27 General Electric Company Method of manufacturing a concentric tube heat exchanger
JPS63247558A (ja) 1987-03-31 1988-10-14 株式会社東芝 凝縮用熱交換器
US5269133A (en) * 1991-06-18 1993-12-14 General Electric Company Heat exchanger for cooling a gas turbine
JPH05306845A (ja) 1992-05-01 1993-11-19 Fujitsu Ltd ジュール・トムソン冷却装置
JP2941575B2 (ja) 1992-08-28 1999-08-25 株式会社東芝 極低温冷凍機およびその運転方法
US5551230A (en) * 1994-03-14 1996-09-03 Rockwell International Corporation Heat induced high pressure lox pump rocket engine cycle
US6808145B2 (en) * 2002-02-08 2004-10-26 Cu Aerospace Dual-mode airbreathing propulsion system
US7997060B2 (en) 2002-03-15 2011-08-16 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Rocket engine power cycle
JP4595121B2 (ja) 2005-06-10 2010-12-08 独立行政法人産業技術総合研究所 機械式冷凍機とジュール・トムソン膨張を用いた極低温冷凍装置
US8381508B2 (en) * 2009-05-28 2013-02-26 Alliant Techsystems Inc. Closed-cycle rocket engine assemblies and methods of operating such rocket engine assemblies
US20110005193A1 (en) * 2009-07-07 2011-01-13 Thomas Clayton Pavia Method and apparatus for simplified thrust chamber configurations
US8720181B1 (en) * 2010-08-26 2014-05-13 The Boeing Company Rocket engine ignition flame reduction system

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4707982A (en) * 1981-06-26 1987-11-24 Rockwell International Corporation Thermal regenerative injector
JPH01142368A (ja) * 1987-11-30 1989-06-05 Shimadzu Corp 航空機用冷凍装置
JPH0448184A (ja) * 1990-06-13 1992-02-18 Tokyo Gas Co Ltd 液体水素の製造方法
US5410874A (en) * 1990-11-19 1995-05-02 United Technologies Corporation Method and apparatus for increasing combustion chamber pressure in a high pressure expander cycle rocket engine
JPH06347113A (ja) 1993-06-08 1994-12-20 Toshiba Corp ジュール・トムソン型冷却装置
JPH10122763A (ja) * 1996-08-07 1998-05-15 Cornel Dutescu 流体への熱伝達システム、同熱伝達用組立体、同熱伝達プロセス、該システムの又は該組立体の使用
JPH11229964A (ja) * 1997-11-14 1999-08-24 Trw Inc 宇宙船ロケットエンジン
JP2002538346A (ja) * 1999-01-29 2002-11-12 アストリウム・ゲゼルシャフト・ミット・ベシュレンクテル・ハフツング ロケットブースタ用燃料供給装置、およびこの装置内で使用する熱交換器
JP2001193565A (ja) * 1999-12-03 2001-07-17 Astrium Gmbh 密閉エンジンサイクルを有する液体燃料用ロケットエンジン
JP2003278600A (ja) * 2002-03-15 2003-10-02 Boeing Co:The 酸化剤および燃料を燃焼室に提供するためのシステム、酸化剤および燃料の提供および冷却のためのシステム、ならびに燃料および酸化剤をロケットエンジンに提供するための方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
BERNARD F. KUTTER; FRANK ZEGLER; JON BARR; MARI GRAVLEE; JAKE SZATKOWSKI; JEFF PATTON; SCOTT WARD: "Ongoing Launch Vehicle Innovation at United Launch Alliance", IEEE 2010-1020, 2010

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2015526640A (ja) * 2012-08-22 2015-09-10 スネクマ 冷却方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP2693033B1 (en) 2019-10-16
JP5762093B2 (ja) 2015-08-12
US9476654B2 (en) 2016-10-25
EP2693033A1 (en) 2014-02-05
JP2012214148A (ja) 2012-11-08
EP2693033A4 (en) 2015-01-14
US20140020872A1 (en) 2014-01-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5762093B2 (ja) 航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法
US11661888B2 (en) Heat exchangers
US9695750B2 (en) Turbine engine assembly and dual fuel aircraft system
JP6018065B2 (ja) 二系統燃料の航空機システムおよびそれを動作させるための方法
US20150337730A1 (en) Turbine engine assemblies
US5048597A (en) Leak-safe hydrogen/air heat exchanger in an ACE system
US9765691B2 (en) Turbine engine assembly and dual fuel aircraft system
US20110005193A1 (en) Method and apparatus for simplified thrust chamber configurations
JP6093450B2 (ja) 極低温燃料組成物及び二元燃料航空機システム
US20200369400A1 (en) Engine
JP6416905B2 (ja) 推進剤をロケットエンジン推進室に供給するための装置
US20150204597A1 (en) Cooling method
GB2519153A (en) Heat exchangers
GB2519147A (en) Heat exchangers
US9803589B2 (en) Device for heating a fluid
EP3849907B1 (en) Engine module
GB2519148A (en) Heat exchangers
RU2803106C2 (ru) Способ эксплуатации спирального теплообменника и системы теплообменников, содержащей спиральный теплообменник
JP2008151186A (ja) ガス充填装置
JP2024003795A (ja) 飽和液体を提供するためのポンプ配置

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 12762853

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 14007147

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2012762853

Country of ref document: EP