RU163590U1 - THERMOSTATING SYSTEM OF LIQUID MISSION FUEL COMPONENTS - Google Patents
THERMOSTATING SYSTEM OF LIQUID MISSION FUEL COMPONENTS Download PDFInfo
- Publication number
- RU163590U1 RU163590U1 RU2015148635/11U RU2015148635U RU163590U1 RU 163590 U1 RU163590 U1 RU 163590U1 RU 2015148635/11 U RU2015148635/11 U RU 2015148635/11U RU 2015148635 U RU2015148635 U RU 2015148635U RU 163590 U1 RU163590 U1 RU 163590U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- liquid
- coolant
- components
- tank
- thermally insulated
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Система термостатирования компонентов жидкого ракетного топлива, содержащая теплоизолированные емкости для компонентов жидкого ракетного топлива и для теплоносителя с установленными на них контрольно-измерительными приборами, соединенные между собой трубопроводами с запорно-предохранительной арматурой и имеющие сливные трубопроводы, насос, байпасную магистраль, вентилятор, воздушный теплообменник, газификатор жидкого азота, соединенный через гибкий трубопровод и напорную магистраль подачи азота с емкостью для теплоносителя, при этом в емкости для теплоносителя внизу расположены распылитель жидкого азота и трубчатые электронагреватели, отличающаяся тем, что в теплоизолированной емкости для теплоносителя концентрично установлен стакан, снаружи которого расположен змеевик, соединенный с теплоизолированной емкостью для компонентов жидкого ракетного топлива.The temperature control system for liquid propellant components, containing thermally insulated containers for liquid propellant components and for a coolant with instrumentation installed on them, interconnected by pipelines with shut-off and safety valves and having drain pipelines, a pump, a bypass line, a fan, an air heat exchanger , a liquid nitrogen gasifier connected through a flexible conduit and a pressure line for supplying nitrogen to a coolant tank, In this case, a liquid nitrogen atomizer and tubular electric heaters are located at the bottom of the coolant tank, characterized in that a glass is concentrically installed in the heat-insulated tank for the coolant, outside of which there is a coil connected to a thermally insulated tank for liquid rocket fuel components.
Description
Полезная модель относится к устройствам систем термостатирования компонентов жидкого ракетного топлива и может быть использована в ракетно-космической технике, авиации и др.The utility model relates to devices of thermostatic control systems for liquid rocket fuel components and can be used in space rocket technology, aviation, etc.
Известна система термостатирования жидкого компонента ракетного топлива (см. патент Ru 2291088, C1, МПК B64G 1/50, F25B 21/02, опубликовано 10.01.2007 г.) [1], в которой происходит регулирование температуры продукта за счет теплообменных процессов с теплоносителем, поддерживаемым по температуре термоэлектрическими батареями, радиатором-охладителем и нагнетателем.A known temperature control system for the liquid component of rocket fuel (see patent Ru 2291088, C1, IPC B64G 1/50, F25B 21/02, published January 10, 2007) [1], in which the temperature of the product is controlled by heat exchange processes with a coolant temperature-supported thermoelectric batteries, radiator-cooler and supercharger.
Недостатками такой системы являются:The disadvantages of such a system are:
- большие затраты электроэнергии в связи с использованием термоэлектрических элементов;- high energy costs due to the use of thermoelectric elements;
- необходимость отводить побочные тепловыделения термоэлектрических элементов;- the need to divert side heat dissipation of thermoelectric elements;
- ограничение площади теплообмена теплообменника.- limiting the heat exchange area of the heat exchanger.
Известна система термостатирования со встроенным теплообменником (см. книгу Хлыбов В.Ф. Основы теории и разработки заправочного оборудования и систем термостатирования. Учебник. М.: РВСН, 1994. 276 с. рис. 5.1) [2], в которой нагретый или холодный промежуточный теплоноситель прокачивается центробежным насосом по замкнутому контуру из холодильного центра в теплообменник и обратно до тех пор, пока температура жидкости в емкости не достигает заданной величины.There is a known temperature control system with a built-in heat exchanger (see the book by V. Khlybov. Fundamentals of the theory and development of refueling equipment and temperature control systems. Textbook. M .: RVSN, 1994. 276 p. Fig. 5.1) [2], in which it is heated or cold the intermediate coolant is pumped by a centrifugal pump in a closed circuit from the refrigeration center to the heat exchanger and vice versa until the temperature of the liquid in the tank reaches a predetermined value.
Недостатками такой системы являются:The disadvantages of such a system are:
- необходимость в холодильном центре;- the need for a refrigeration center;
- ограничение площади теплообмена теплообменника;- limiting the heat exchange area of the heat exchanger;
- сложность проведения плановых и внеплановых ремонтных работ в связи с вредностью и агрессивностью компонентов жидкого ракетного топлива.- the complexity of carrying out scheduled and unscheduled repair work due to the harmfulness and aggressiveness of the components of liquid rocket fuel.
Известна система термостатирования с внешним теплообменным аппаратом (см. книгу Хлыбов В.Ф. Основы теории и разработки заправочного оборудования и систем термостатирования. Учебник. М.: РВСН, 1994. 276 с. рис. 5.3) [2], в которой один или два параллельно включенных теплообменника (в зависимости от требуемой тепло- и холодопроизводительности) поочередно подключаются к каждой емкости, и продукт центробежным насосом подается в рекуперативный теплообменник, в котором осуществляется теплообмен.There is a known temperature control system with an external heat exchanger (see the book by V. Khlybov. Fundamentals of the theory and development of refueling equipment and temperature control systems. Textbook. M.: Strategic Rocket Forces, 1994. 276 p. Fig. 5.3) [2], in which one or two heat exchangers connected in parallel (depending on the required heat and cooling capacity) are alternately connected to each tank, and the product is fed by a centrifugal pump to a recuperative heat exchanger, in which heat is exchanged.
Недостатками такой системы являются:The disadvantages of such a system are:
- необходимость в холодильном центре;- the need for a refrigeration center;
- необходимость в центробежном насосе, перекачивающем подготовленный теплоноситель через рекуперативный теплообменник.- the need for a centrifugal pump, pumping the prepared coolant through a recuperative heat exchanger.
Известна стационарная система термостатирования с внешним теплообменником (кожухотрубным) и промежуточным теплоносителем (см. книгу Хлыбов В.Ф. Основы теории и разработки заправочного оборудования и систем термостатирования. Учебник. М.: РВСН, 1994. 276 с. рис. 5.4) [2], в которой осуществляется температурная подготовка компонентов жидкого ракетного топлива через рекуперативный теплообмен с теплоносителем. В случае необходимости проведения операции нагрева компонентов жидкого ракетного топлива осуществляется нагрев воды в котельной, затем через встроенный в емкость с промежуточным теплоносителем теплообменник осуществляется нагрев промежуточного теплоносителя. В случае необходимости проведения охлаждения компонентов жидкого ракетного топлива осуществляется охлаждение промежуточного теплоносителя посредством циркуляции последнего через работающие парокомпрессионные холодильные машины.Known stationary temperature control system with an external heat exchanger (shell-and-tube) and an intermediate heat carrier (see the book HF VF Fundamentals of the theory and development of refueling equipment and temperature control systems. Textbook. M .: RVSN, 1994. 276 p. Fig. 5.4) [2 ], in which the temperature preparation of the components of liquid rocket fuel is carried out through recuperative heat transfer with a coolant. If it is necessary to carry out the operation of heating the components of liquid rocket fuel, water is heated in the boiler room, then through the heat exchanger built into the tank with an intermediate heat medium, the intermediate heat medium is heated. If it is necessary to carry out the cooling of components of liquid rocket fuel, the intermediate coolant is cooled by circulating the latter through working vapor compression refrigeration machines.
Недостатками такой системы являются:The disadvantages of such a system are:
- необходимость в котельной;- the need for a boiler room;
- необходимость в парокомпрессионных холодильных машинах;- the need for vapor compression refrigeration machines;
- необходимость в четырех насосах;- the need for four pumps;
- невозможность использовать данную систему как мобильную ввиду большого потребного количества составных частей и соответствующих массово-габаритных характеристик.- the inability to use this system as a mobile due to the large required number of components and the corresponding mass-dimensional characteristics.
Известна система охлаждения продукта жидким азотом (см. книгу Хлыбов В.Ф. Основы теории и разработки заправочного оборудования и систем термостатирования. Учебник. М.: РВСН, 1994. 276 с. рис. 5.9) [2], в которой осуществляется охлаждение компонентов жидкого ракетного топлива через рекуперативный теплообменник, выполненный в виде змеевика. При включении насоса осуществляется циркуляция компонентов жидкого ракетного топлива через трубопроводы и змеевик, расположенный в емкости с жидким азотом, за счет теплообмена в которой осуществляется охлаждение компонентов жидкого ракетного топлива до требуемой температуры.There is a known system for cooling a product with liquid nitrogen (see the book by V. Khlybov. Fundamentals of the theory and development of refueling equipment and temperature control systems. Textbook. M.: Strategic Rocket Forces, 1994. 276 p. Fig. 5.9) [2], in which the components are cooled liquid rocket fuel through a regenerative heat exchanger made in the form of a coil. When the pump is turned on, the components of liquid rocket fuel are circulated through pipelines and a coil located in a container with liquid nitrogen, due to heat exchange in which the components of liquid rocket fuel are cooled to the required temperature.
Недостатками такой системы являются:The disadvantages of such a system are:
- отсутствие возможности использовать данную систему для нагрева компонентов жидкого ракетного топлива;- the inability to use this system to heat the components of liquid rocket fuel;
- ограничение видов компонентов жидкого ракетного топлива в связи с низкой температурой кипения жидкого азота;- limiting the types of components of liquid rocket fuel due to the low boiling point of liquid nitrogen;
- обледенение компонентов жидкого ракетного топлива на внутренней поверхности теплообменника;- icing of liquid rocket fuel components on the inner surface of the heat exchanger;
- возможное попадание кристаллов компонентов жидкого ракетного топлива в насос, в фильтры систем заправки, в изделие и т.д.- possible penetration of crystals of the components of liquid rocket fuel into the pump, into filters of refueling systems, into the product, etc.
Известна система охлаждения жидкости (см. патент Ru 2323133, С1, МПК B64D 33/10, опубликовано 27.04.2008 г.) [3], в которой осуществляется охлаждение продукта рекуперативным теплообменном с воздухом, имеющим температуру ниже охлаждаемой жидкости.A known liquid cooling system (see patent Ru 2323133, C1, IPC B64D 33/10, published April 27, 2008) [3], in which the product is cooled by regenerative heat exchange with air having a temperature lower than the liquid to be cooled.
Недостатками такой системы являются:The disadvantages of such a system are:
- отсутствие возможности использовать данную систему для нагрева жидкости;- the inability to use this system to heat the liquid;
- отсутствие возможности регулирования температуры воздуха и, как следствие, температурного напора;- lack of ability to control air temperature and, as a consequence, temperature pressure;
- ограничение площади теплообмена теплообменника;- limiting the heat exchange area of the heat exchanger;
- невозможность замены охлаждающей среды.- the impossibility of replacing the cooling medium.
Известна система термостатирования жидкости (см. патент Ru 2216655, С1, МПК F15B 21/04, опубликовано 20.11.2003 г.) [4], в которой осуществляется термостатирование продукта за счет термодатчика, теплообменного устройства, аккумуляторной батареи, таймера и реле времени.A known temperature control system for liquids (see patent Ru 2216655, C1, IPC F15B 21/04, published November 20, 2003) [4], in which the product is temperature-controlled by means of a temperature sensor, heat exchanger, battery, timer and timer.
Недостатками такой системы являются:The disadvantages of such a system are:
- отсутствие возможности использовать данную систему для охлаждения компонентов жидкого ракетного топлива;- the inability to use this system for cooling the components of liquid rocket fuel;
- возможность использовать данную систему термостатирования лишь для малых доз продукта в связи с особенностями выбранного способа термостатирования;- the ability to use this temperature control system only for small doses of the product in connection with the features of the selected method of temperature control;
- продолжительная длительность проведения операции термостатирования продукта.- the long duration of the operation of temperature control of the product.
Известна система термостатирования окислителя для РН «Рокот» на стартовом комплексе космодрома «Плесецк» (см. статью Комлев Д.Е., Соловьев В.И. Охлаждение нафтила методом криогенного барботажа // Новости техники: сб. М.: КБТМ, 2004. с. 137-141. рис. 2) [5]. Система содержит теплоизолированные емкости для компонентов жидкого ракетного топлива и для теплоносителя с установленными на них контрольно-измерительными приборами. Теплоизолированные емкости соединены между собой трубопроводами с запорно-предохранительной арматурой и имеют сливные трубопроводы. Система включает также теплообменные аппараты системы заправки, насос, вентилятор, воздушный теплообменник, газификатор жидкого азота, соединенный через гибкий трубопровод и напорную магистраль подачи азота с теплоизолированной емкостью для теплоносителя. При этом в теплоизолированной емкости для теплоносителя внизу расположены распылитель жидкого азота и трубчатые электронагреватели.The known system of temperature control of the oxidizing agent for the Rokot launch vehicle at the launch site of the Plesetsk launch site (see the article Komlev D.E., Soloviev V.I. Naphthyl cooling by cryogenic sparging // Technology news: collection M .: KBTM, 2004. p. 137-141. Fig. 2) [5]. The system contains thermally insulated containers for liquid propellant components and for the coolant with instrumentation installed on them. Thermally insulated containers are interconnected by pipelines with shut-off and safety valves and have drain pipelines. The system also includes refueling system heat exchangers, a pump, a fan, an air heat exchanger, a liquid nitrogen gasifier connected through a flexible pipe and a pressure nitrogen supply line with a heat-insulated coolant tank. At the same time, a liquid nitrogen atomizer and tubular electric heaters are located below in a thermally insulated container for the coolant.
Анализ патентов и научно-технической литературы [1-5] показал, что по технической сущности и достигаемому результату система термостатирования окислителя для РН «Рокот» на стартовом комплексе космодрома «Плесецк» является наиболее близкой к предлагаемой полезной модели и выбрана в качестве прототипа.An analysis of patents and scientific and technical literature [1-5] showed that according to the technical nature and the achieved result, the oxidizer thermostat control system for the Rokot launch vehicle at the launch site of the Plesetsk launch site is the closest to the proposed utility model and is selected as a prototype.
К недостаткам прототипа относится следующее:The disadvantages of the prototype include the following:
- наличие теплообменных аппаратов в системе заправки;- the presence of heat exchangers in the fueling system;
- наличие насосной установки в системе термостатирования;- the presence of a pumping unit in the temperature control system;
- невозможность осуществления одновременного охлаждения теплоносителя и компонента жидкого ракетного топлива;- the impossibility of simultaneously cooling the coolant and the component of liquid rocket fuel;
- наличие избыточного количества теплоносителя;- the presence of excess coolant;
- возможность кавитационного режима насосной установки системы термостатирования;- the possibility of cavitation mode of the pumping unit of the temperature control system;
- необходимость в дорогостоящей системе управления ввиду наличия ступенчатого режима работы;- the need for an expensive control system due to the presence of a stepped mode of operation;
- большие значения массово-габаритных характеристик системы термостатирования.- large values of the mass-dimensional characteristics of the temperature control system.
Техническими результатами полезной модели являются:The technical results of the utility model are:
- повышение надежности и эффективности работы системы термостатирования за счет исключения теплообменных аппаратов и насосной установки системы заправки;- improving the reliability and efficiency of the temperature control system by eliminating heat exchangers and the pumping system of the fueling system;
- проведение одновременного охлаждения теплоносителя и компонента жидкого ракетного топлива за счет установки змеевика в теплоизолированную емкость для теплоносителя;- simultaneous cooling of the coolant and the component of liquid rocket fuel by installing the coil in a thermally insulated container for the coolant;
- исключение избыточного количества теплоносителя за счет размещения стакана в теплоизолированной емкости для теплоносителя;- elimination of the excess amount of coolant due to the placement of the glass in a thermally insulated container for the coolant;
- исключение кавитационного режима работы насосной установки системы термостатирования за счет установки змеевика в теплоизолированной емкости для теплоносителя;- the exclusion of the cavitation mode of operation of the pumping unit of the thermostating system due to the installation of the coil in a thermally insulated container for the coolant;
- удешевление системы управления за счет исключения ступенчатого режима работы;- cheaper control system by eliminating the stepped mode of operation;
- достижение меньших значений массово-габаритных характеристик системы термостатирования за счет исключения конструктивных элементов (теплообменных аппаратов и насосной установки системы заправки), а также за счет установки стакана в теплоизолированную емкость для теплоносителя.- achieving lower values of the mass-dimensional characteristics of the temperature control system due to the elimination of structural elements (heat exchangers and the pumping system of the refueling system), as well as by installing the glass in a heat-insulated container for the coolant.
Указанные технические результаты достигаются благодаря тому, что система термостатирования компонентов жидкого ракетного топлива содержит теплоизолированные емкости для компонентов жидкого ракетного топлива и для теплоносителя с установленными на них контрольно-измерительными приборами. Теплоизолированные емкости соединены между собой трубопроводами с запорно-предохранительной арматурой и имеют сливные трубопроводы. Система включает также насос, байпасную магистраль, вентилятор, воздушный теплообменник, газификатор жидкого азота, соединенный через гибкий трубопровод и напорную магистраль подачи азота с теплоизолированной емкостью для теплоносителя. При этом в теплоизолированной емкости для теплоносителя внизу расположены распылитель жидкого азота и трубчатые электронагреватели. Кроме того, в теплоизолированной емкости для теплоносителя концентрично установлен стакан, снаружи которого расположен змеевик, соединенный с теплоизолированной емкостью для компонентов жидкого ракетного топлива.These technical results are achieved due to the fact that the temperature control system of liquid rocket fuel components contains thermally insulated containers for liquid rocket fuel components and for the coolant with instrumentation installed on them. Thermally insulated containers are interconnected by pipelines with shut-off and safety valves and have drain pipelines. The system also includes a pump, a bypass line, a fan, an air heat exchanger, a liquid nitrogen gasifier connected through a flexible pipe and a pressure line for nitrogen supply with a heat-insulated tank for the coolant. At the same time, a liquid nitrogen atomizer and tubular electric heaters are located below in a thermally insulated container for the coolant. In addition, in a thermally insulated container for the coolant, a cup is concentrically installed, outside of which there is a coil connected to a thermally insulated container for components of liquid rocket fuel.
Сущность предлагаемой полезной модели поясняется чертежом.The essence of the proposed utility model is illustrated in the drawing.
Система термостатирования компонентов жидкого ракетного топлива содержит теплоизолированные емкости для компонентов жидкого ракетного топлива 1 и для теплоносителя 2 с установленными на них контрольно-измерительными приборами 3. Теплоизолированные емкости соединены между собой трубопроводами 4 с запорно-предохранительной арматурой 5 и имеют сливные трубопроводы 6. Система включает также насос 7, байпасную магистраль 8, вентилятор 9, воздушный теплообменник 10, газификатор жидкого азота 11, соединенный через гибкий трубопровод 12 и напорную магистраль подачи азота 13 с теплоизолированной емкостью для теплоносителя 2. При этом в теплоизолированной емкости для теплоносителя 2 внизу расположены распылитель жидкого азота 14 и трубчатые электронагреватели 15. Кроме того, в теплоизолированной емкости 2 для теплоносителя концентрично установлен стакан 16, снаружи которого расположен змеевик 17, соединенный с теплоизолированной емкостью для компонентов жидкого ракетного топлива 1.The temperature control system of liquid propellant components contains thermally insulated containers for
Система термостатирования компонентов жидкого ракетного топлива работает следующим образом.The temperature control system of the components of liquid rocket fuel operates as follows.
Перед проведением операции термостатирования жидкого ракетного топлива производится заправка теплоизолированной емкости для компонентов жидкого ракетного топлива 1 и теплоизолированной емкости для теплоносителя 2.Before the operation of temperature control of liquid rocket fuel, a thermally insulated tank for components of
Для проведения операции охлаждения жидкого ракетного топлива в газификаторе жидкого азота 11 создается избыточное давление за счет подачи газообразного азота в газовое пространство газификатора жидкого азота 11. Далее осуществляется выдавливание жидкого азота из газификатора жидкого азота 11 в напорную магистраль подачи азота 13 через гибкий трубопровод 12 с захолаживанием их, претерпевающего фазовый переход и выходящего в окружающею среду при помощи запорно-предохранительной арматуры 5. Контроль давления в гибком трубопроводе 12 и напорной магистрали подачи азота 13 осуществляется контрольно-измерительными приборами 3. Для предотвращения возможных повреждений гибкого трубопровода 12 и напорной магистрали подачи азота 13 вследствие превышения допустимого давления, обусловленного вскипанием азота, предусмотрено наличие запорно-предохранительной арматуры 5. По завершению захолаживания гибкого трубопровода 12 и напорной магистрали подачи азота 13 жидкий азот попадает в теплоизолированную емкость для теплоносителя 2, в которой установлен стакан 16, через распылитель жидкого азота 14. Это приводит к вскипанию азота и охлаждению теплоносителя, температура которого фиксируется контрольно-измерительными приборами 3. Вскипевший азот выходит в окружающею среду при помощи запорно-предохранительной арматуры 5. При включении насоса 7 осуществляется циркуляция жидкого ракетного топлива через трубопроводы 4 и змеевик 17, расположенный в теплоизолированной емкости для теплоносителя 2, за счет теплообмена в которой осуществляется охлаждение жидкого ракетного топлива до требуемой температуры, фиксируемой контрольно-измерительными приборами 3.To carry out the operation of cooling liquid rocket fuel in a
Для проведения операции нагрева жидкого ракетного топлива включаются трубчатые электронагреватели 15, осуществляющие нагрев теплоносителя в теплоизолированной емкости для теплоносителя 2. При включении насоса 7 осуществляется циркуляция жидкого ракетного топлива через трубопроводы 4 и змеевик 17, расположенный в теплоизолированной емкости для теплоносителя 2, за счет теплообмена в которой осуществляется нагрев жидкого ракетного топлива до требуемой температуры, фиксируемой контрольно-измерительными приборами 3.To conduct the operation of heating liquid rocket fuel, tubular
Дросселирование расхода жидкого ракетного топлива осуществляется при помощи байпасной магистрали 8, а также запорно-предохранительной арматуры 5. Контроль расхода жидкого ракетного топлива осуществляется контрольно-измерительными приборами 3. По завершению операции термостатирования жидкого ракетного топлива производится его выдача потребителю, а также слив теплоносителя через соответствующие сливные трубопроводы 6.The throttle flow rate of liquid rocket fuel is carried out using the bypass line 8, as well as shut-off and
При помощи воздушного теплообменника 10 и вентилятора 9 осуществляется поддержание температурного режима окружающей среды системы термостатирования компонентов жидкого ракетного топлива.By means of an
Сравнительный анализ предлагаемой полезной модели с известными системами термостатирования показал, что предлагаемая полезная модель по техническому уровню и достигаемым результатам превосходит все известные системы термостатирования компонентов жидкого ракетного топлива.A comparative analysis of the proposed utility model with known thermostatic control systems showed that the proposed utility model surpasses all known thermostatic systems of liquid propellant components in terms of technical level and achieved results.
Предлагаемая полезная модель отвечает критериям патентоспособности «существенная новизна», «изобретательский уровень» и «промышленная применяемость».The proposed utility model meets the criteria of patentability "substantial novelty", "inventive step" and "industrial applicability".
Предложенная полезная модель может быть использована в составе стартовых и технических комплексов ракет и космических аппаратов.The proposed utility model can be used as part of the launch and technical complexes of rockets and spacecraft.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИINFORMATION SOURCES
1. Патент Ru 2291088, C1, МПК B64G 1/50, F25B 21/02, опубликовано 10.01.2007 г. - аналог.1. Patent Ru 2291088, C1,
2. Хлыбов В.Ф. Основы теории и разработки заправочного оборудования и систем термостатирования. Учебник. М.: РВСН, 1994. 276 с. - аналоги.2. Khlybov V.F. Fundamentals of the theory and development of refueling equipment and temperature control systems. Textbook. M.: Strategic Missile Forces, 1994.276 s. - analogues.
3. Патент Ru 2323133, С1, МПК B64D 33/10, опубликовано 27.04.2008 г. - аналог.3. Patent Ru 2323133, C1, IPC B64D 33/10, published April 27, 2008 - analogue.
4. Патент Ru 2216655, С1, МПК F15B 21/04, опубликовано 20.11.2003 г. - аналог.4. Patent Ru 2216655, C1, IPC F15B 21/04, published November 20, 2003 - analogue.
5. Комлев Д.Е., Соловьев В.И. Охлаждение нафтила методом криогенного барботажа // Новости техники: сб. М.: КБТМ, 2004. с. 137-141. - прототип.5. Komlev D.E., Soloviev V.I. Naphthyl cooling by cryogenic sparging // Technology News: Sat. M .: KBTM, 2004.S. 137-141. - prototype.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015148635/11U RU163590U1 (en) | 2015-11-12 | 2015-11-12 | THERMOSTATING SYSTEM OF LIQUID MISSION FUEL COMPONENTS |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015148635/11U RU163590U1 (en) | 2015-11-12 | 2015-11-12 | THERMOSTATING SYSTEM OF LIQUID MISSION FUEL COMPONENTS |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU163590U1 true RU163590U1 (en) | 2016-07-27 |
Family
ID=56557330
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015148635/11U RU163590U1 (en) | 2015-11-12 | 2015-11-12 | THERMOSTATING SYSTEM OF LIQUID MISSION FUEL COMPONENTS |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU163590U1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2630347C1 (en) * | 2016-05-06 | 2017-09-07 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of preparing rocket fuel components for refueling rocket propulsion systems |
CN114607527A (en) * | 2022-03-23 | 2022-06-10 | 北京航天雷特机电工程有限公司 | Temperature control conveying system for propellant of space engine |
-
2015
- 2015-11-12 RU RU2015148635/11U patent/RU163590U1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2630347C1 (en) * | 2016-05-06 | 2017-09-07 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of preparing rocket fuel components for refueling rocket propulsion systems |
CN114607527A (en) * | 2022-03-23 | 2022-06-10 | 北京航天雷特机电工程有限公司 | Temperature control conveying system for propellant of space engine |
CN114607527B (en) * | 2022-03-23 | 2023-09-05 | 北京航天雷特机电工程有限公司 | Temperature control conveying system for propellant of space engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN102459846B (en) | Thermoelectric energy storage system having two thermal baths and method for storing thermoelectric energy | |
CA3156053A1 (en) | Use of external air for closed cycle inventory control | |
RU163590U1 (en) | THERMOSTATING SYSTEM OF LIQUID MISSION FUEL COMPONENTS | |
CN102759231A (en) | Normal-pressure/negative-pressure liquid nitrogen subcooler system | |
Pollerberg et al. | Experimental study on the performance of a solar driven steam jet ejector chiller | |
WO2016178025A1 (en) | An improved temperature control system | |
EP3134685A1 (en) | Broad band district heating and cooling system | |
CN106100575A (en) | Combined type solar heat system | |
US20130175006A1 (en) | Hydrogen transfer heating/cooling systems and methods of use thereof | |
US20240141807A1 (en) | Thermoutilizer | |
US20200166291A1 (en) | Latent heat storage system having a latent heat storage device and method for operating a latent heat storage system | |
CN106662411B (en) | Equipment for storing liquid | |
US20200033031A1 (en) | Method to change fluid temperature using a thermally driven control unit | |
RU199044U1 (en) | THERMAL REGULATION SYSTEM OF THE STATE OF BATTERY MODULES OF TRACTION ACCUMULATORS | |
RU2363860C1 (en) | Thermal compressor | |
US9140467B2 (en) | Solar energy system | |
US20150330419A1 (en) | Compressed air energy storage system | |
CN108738285B (en) | Fill electric pile cooling device and charging system | |
CA2828522C (en) | Flameless glycol heater | |
CN114607527A (en) | Temperature control conveying system for propellant of space engine | |
US20180340740A1 (en) | Use of a phase change material system | |
RU2404092C1 (en) | System of space object thermal control | |
RU2720885C1 (en) | Temperature stabilizer in system with liquid heat carrier | |
CN219995592U (en) | Double-bypass serial-parallel pipeline adjusting device and spacecraft space environment simulation equipment | |
CN203906026U (en) | Multi-stage heat engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20171113 |