JP2016500789A - ロケットエンジンへの供給方法および供給装置 - Google Patents

Abstract

本発明は、ロケットエンジン（１００）の推力室（１０）に第１および第２の推進剤を供給するための供給装置に関する。本発明によれば、推力室（１０）の第１の供給回路（１６）は、第１のタンク（１２）から第１の推進剤を送り出すための少なくとも１つのポンプ（２２ａ）と、前記ポンプ（２２ａ）に機械的に結合されるタービン（２２ｂ）とを有するターボポンプ（２２）を備える。第１の供給回路は、タービンを作動させるために、推力室によって生成された熱を使用して第１の推進剤を加熱する構造である熱交換器（２４）を介してポンプの出口をタービンの入口に接続する。本発明によれば、第２の供給回路（１８）は、加圧される構造である第２のタンク（１４）から推力室に第２の推進剤を供給する構造である。本発明はさらに、ロケットエンジンの推力室に第１および第２の推進剤を供給する供給方法を提供する。

Description

本発明は、ロケットエンジンへの供給の分野に関し、特に、推力室に少なくとも１つの第１の推進剤と少なくとも１つの第２の推進剤とを供給するための供給装置に関する。

以下の説明において、用語「上流側」および「下流側」は、供給回路内を流れる推進剤の正常な流れ方向に対して定義される。

ロケットエンジンでは、推力は、一般的に、高温燃焼ガスが推力室のノズル内で膨張することによって生成され、ガスは、推力室内の発熱化学反応によって発生する。したがって、動作時に、推力室内には高い圧力は存在する。そのように高い圧力でも推力室に供給し続けることができるように、推進剤はなおも高い圧力で噴射される必要がある。そのためには、さまざまな方法が当技術分野で周知である。

１つの周知の解決策は、ターボポンプを使用するというものである。ターボポンプは、タービンによって駆動される少なくとも１つのポンプを備える。いわゆる「エクスパンダ」サイクルを使用するエンジンでは、タービンは、推力室内で発生した熱によって加熱された推進剤の１つが熱交換器内を通過した後に推進剤によって作動される。したがって、この熱の伝達は、同時に、推力室の壁を冷却し、ターボポンプのポンプを作動させる働きをすることができる。

しかし、エクスパンダサイクルエンジンの使用は制限される。

一定レベルの推力では、タービンへの供給に利用できるエネルギーは、熱交換器を介して熱流束を抽出する能力によって制限される。このような制限を克服するためには、推力室の全長および重量を増加させる必要がある。

さらに、タービンを通過する流量に作用する推進剤の混合比を調節するために、他の部材および構造が必要である。

別の解決策は、推進剤を収容するタンクを加圧するというものである。しかし、この方法は、推力室内で達成される最大圧力、ひいてはロケットエンジンの比推力を制限する。この解決策の別の欠点は、加圧流体の重量を制限するために、高密度の低性能推進剤を使用するという点にある。低密度の推進剤を使用することは、大容量のタンクを使用することになり、ひいては、大重量の加圧ガスが必要であり、ロケットエンジンの全重量を増加させてしまう。

本発明の目的は、上述の欠点を少なくとも大幅に克服することである。

上記目的は、ロケットエンジンの推力室に少なくとも１つの第１の推進剤と少なくとも１つの第２の推進剤とを供給するための供給装置にして、第１の推進剤を収容するための少なくとも１つの第１のタンクと、第２の推進剤を収容するための少なくとも１つの第２のタンクと、推力室に供給するための少なくとも１つの第１の供給回路であって、第１のタンクに接続される第１の供給回路と、推力室に供給するための少なくとも１つの第２の供給回路であって、第２のタンクに接続される第２の供給回路とを備える装置であって、前記第１の供給回路は、第１の推進剤を送り出すための少なくとも１つのポンプと前記ポンプに機械的に結合された少なくとも１つのタービンとを有する少なくとも１つのターボポンプを含み、前記第１の供給回路は、第１の推進剤が加熱された後に膨張することによってターボポンプのタービンを作動させるために推力室によって生成された熱を使用して第１の推進剤を加熱する構造である熱交換器を介してターボポンプのポンプの出口をタービンの入口と接続すること、前記第２の供給回路は、前記推力室に供給するために推力室内の圧力よりも高い圧力に加圧される構造である第２のタンクから入口弁を介して推力室に第２の推進剤を供給する構造であること、および第２の供給回路の前記入口弁は、推力室に供給する第２の推進剤の流量ひいては分量を調節する働きをする調節弁であることによって達成される。

当然、ロケットエンジンは、第１および第２の推進剤が噴射される従来型の推力室を有する。したがって、ロケットエンジンに推力を供給するために、２つの推進剤の燃焼により生じる高温ガスが膨張して、推力室から放出される。

また、熱交換器は、第１の推進剤を気相に移すために加熱すると同時に、熱交換器を通って流れる第１の推進剤に燃焼ガスからの熱を伝達することによって推力室の壁を冷却する働きをすることがわかる。

したがって、熱交換器を出る加熱された第１の推進剤はタービン内で膨張し、その結果、タービンを駆動し、次に、ポンプを作動させる働きをする。

第１の供給回路のこの動作は、いわゆる「エクスパンダ」サイクルタイプの動作である。

さらに、推力室に供給する第２の推進剤は、第２のタンク内で推力室の圧力より高い圧力に加圧され、推力室に供給される第２の推進剤の流量および分量は、調節可能な入口弁によって行われる調整によって調節されることがわかる。

上述の条件を使用すれば、推力室に第２の推進剤を供給するための第２の供給回路の構造は、ターボポンプを使用する場合と比べて簡略化される。熱交換器から下流側で第１の推進剤を膨張させることによって抽出される動力のすべては、第１の推進剤を送り出すためにのみ使用することができる。さらに、上述の条件では、推力室に噴射される加圧された第２の推進剤の流量ひいては分量を調節することができる第２の供給回路の入口弁を使用することにより、２つの推進剤の混合比を適切に制御することができる。調節入口弁により、これらの推進剤が推力室に供給される際の混合比を適切に制御することができる。

さらに、上述の条件により、第２の推進剤を収容する加圧された第２のタンクは、推力室の周囲全体に配置されてもよく、ターボポンプが推進剤を加圧するのに使用される場合のように第２のタンクを推力室の上方に配置する必要がなくなる。これは、第２の推進剤がポンプによって供給されない場合に可能になる。このことでポンプは、適切に寸法決めされ、位置決めされなければ、空洞現象が生じる可能性がある。したがって、これは、供給装置の全体のサイズを低減することにつながる。有利には、第２のタンクは、特に、推力室の傍に配置されてもよく、ロケットエンジンとタンクとを備えるアセンブリをより小型の構造にすることができる。

さらに、この解決策は、ロケットエンジンの優れた性能を維持し、特に、優れた比推力を提供する。

特定の実施形態では、少なくとも１つの第３のタンクは、加圧ガスを収容する構造がなされ、前記第３のタンクは、膨張器を介して第２のタンクに接続される。

第３のタンクからの加圧ガスは、第２の推進剤を収容する第２のタンクを加圧することが理解される。膨張器により、第２のタンクに流入する加圧ガスの圧力を調節することができ、ひいては、第２のタンクに収容されている第２の推進剤の圧力を調節することができる。

特定の実施形態では、第１の供給回路は、加圧ガスの膨張により作動されるのに適したタービンに結合されるブースターポンプであって、第１のタンクから下流側およびターボポンプのポンプから上流側に配置される前記ブースターポンプを含む。

ブースターポンプは、ターボポンプを昇圧させる働きをすることが理解される。昇圧により、ターボポンプのポンプ内の第１の推進剤の少なくとも最小入口圧力を維持し、特に、第１のタンクが空になった後の空洞化現象を防ぐことができ、この場合、第１のタンクに収容されている第１の推進剤を使用できないようにする。

特定の実施形態では、ブースターポンプに結合される前記タービンは、第３のタンクから下流側および第２の推進剤の第２のタンクから上流側に配置される。

ブースターポンプのタービンは、第３のタンクに収容されている加圧ガスによって作動されることが理解される。このガスは、その後、第２のタンクを加圧するために第２のタンクに噴射される。

特定の実施形態では、第１の推進剤は、推力室の推力方向に向かってターボポンプのポンプに流入する。

この構造により、高圧回路の位置決めが最適化される。ターボポンプのポンプの出口および熱交換器の出口はそれぞれ、熱交換器の入口近くおよびターボポンプのタービンの入口近くに配置される。この構造は、上述のブースターポンプを設置することで可能になり、ターボポンプのポンプの入口における空洞化現象を防ぐことができる。そうでなければ、ポンプは、「ヘッドを下にした」姿勢になり、ブースターポンプと主ポンプの入口との湾曲部に位置合わせする必要がある。

特定の実施形態では、第２のタンクは金属製である。

特定の実施形態では、第２のタンクは強化複合材料である。

第２のタンクの圧力を封じ込めて、第２のタンクの変形を防ぐために、複合材料製の構造体は、例えば、巻線によって補強される。

さらに、強化複合材料製の第２のタンクにより、推力室の入口の第２の推進剤の圧力を金属製タンクの場合の圧力より高い圧力にすることができ、その結果、推力室内の圧力をより高くすることができる。

特定の実施形態では、推進剤は極低温推進剤としてもよい。特に、第１の推進剤は液体水素、第２の推進剤は液体酸素としてもよい。

上述の条件を使用すると、液体酸素の密度は液体水素の密度と比べて高密度であるので、第２のタンクは水素タンクの容積より小さく、したがって、加圧ガスの重量は抑えられ、ひいては、第２のタンクを加圧するための第３のタンクの容積は、第２のタンクに貯蔵されているのが液体水素である場合に比べて抑えられる。

特定の実施形態では、加圧ガスはヘリウムである。

このガスは、実際には、不活性であるという利点を有する。さらに、このガスは、第２のタンクに噴射されると、第２の推進剤が極低温推進剤である場合でも、気体状態を維持し、液化しない。

特定の実施形態では、第１の供給回路は、ターボポンプのポンプから下流側および熱交換器から上流側に配置される供給弁を含む。

特定の実施形態では、第１の供給回路は、熱交換器から下流側および推力室の入口から上流側に配置されるバイパス弁を含む。

特定の実施形態では、バイパス弁は調節可能である。

バイパス弁が開放されると、熱交換器から出た第１の推進剤の一部がこの弁を通過して、ターボポンプのタービンに供給されずに推力室に直接噴射されることがわかる。上述の条件を使用すれば、推力室に供給される第１の推進剤の流量ひいては分量が調節される。タービンに供給する推進剤の分量が少ないほど、タービンの速度を遅くし、その結果、ターボポンプのポンプを遅くすることになる。

特定の実施形態では、第１の供給回路は、ターボポンプのポンプから下流側および熱交換器から上流側にオンオフ弁を含む。

オンオフ弁は、第１の推進剤が熱交換器を通過する、または通過しないようにする働きをすることが理解される。したがって、オンオフ弁はバイパス弁に追加する弁であり、バイパス弁は、ターボポンプのタービンに供給される、ひいては推力室に供給される第１の推進剤の分量を調節することが理解される。

本発明はさらに、ロケットエンジンの推力室に第１および第２の推進剤を供給する供給方法であって、第１の推進剤は、前記ポンプとポンプに機械的に結合されるタービンとを備えるターボポンプの少なくとも１つのポンプによって推力室の第１の供給回路を通って第１のタンクから推力室に送り出され、第１の供給回路は、推力室内で発生した熱を使用して第１の推進剤を加熱する構造である熱交換器を介してポンプの出口をタービンの入口に接続し、第１の推進剤が熱交換器内で加熱された後に膨張することによって、ターボポンプのタービンを作動させ、第２の推進剤は、第２のタンク内で推力室の内圧より高い内圧に加圧され、第２の推進剤は、前記第２のタンクの内圧により、第２のタンクに接続された推力室の第２の供給回路を通って推力室に向かって推進され、前記第２の回路は入口弁を含む、供給方法を提供する。

本明細書には、複数の実施形態について記載されている。しかし、一方で、特に規定がなければ、任意の実施形態もしくは実施態様に関して記載されている特徴は、別の実施形態もしくは実施態様に適用可能である。

本発明および本発明の利点は、以下の非限定的な例として挙げられた本発明の実施形態の詳細な説明を読めば、より十分に理解される。以下で、添付図面を参照しながら説明する。

本発明の第１の実施形態の供給装置を有するロケットエンジンであって、ターボポンプのポンプにロケットエンジンの推力室の推進方向と反対方向に向かって第１の推進剤が供給されるロケットエンジンの図である。 第２の実施形態の供給装置を有するロケットエンジンであって、ターボポンプのポンプにロケットエンジンの推力室の推進方向に向かって第１の推進剤が供給されるロケットエンジンの図である。

図１は、推力室１０と、推力室に第１および第２の推進剤を供給するための供給装置とを備えた第１の実施形態のロケットエンジン１００を示した図である。推力室１０は、連続して、第１の推進剤を噴射するための噴射ドーム１０ａと、第１および第２の推進剤が通過する１組の噴射器１０ｃを上部に含む燃焼室１０ｂとを備える。燃焼室１０ｂは、末広部分１０ｂで終端し、例えば、金属製もしくは複合材料製とすることができる。第１および第２の推進剤は、１組の噴射器１０ｃを通過した後、混合されて、燃焼室１０ｂ内で燃焼され、そのことによって、ロケットエンジン１００の推力を生成する燃焼ガスが発生する。

推力室１０の供給装置は、第１の推進剤、例えば、約−２５３°Ｃで貯蔵される液相の極低温水素を収容する第１のタンク１２を備える。供給装置はさらに、第２の推進剤、例えば、約−１８３°Ｃで貯蔵される液相の極低温酸素を収容する第２のタンク１４を有する。さらに、この実施例では、第１のタンク１２および第２のタンク１４は、円筒状であるが、他の形状にすることも可能である。

供給装置は、推力室１０に水素を供給するための第１の供給回路１６であって、第１のタンク１２に接続される第１の供給回路１６（以下、「第１の」回路とする）を有し、供給装置はさらに、推力室１０に酸素を供給するための第２の供給回路１８であって、第２のタンク１４に接続される第２の供給回路１８（以下、「第２の」回路とする）を有する。

第１の実施形態では、第１の供給回路１６は、従来型の供給弁２０と、ポンプ２２ａおよびタービン２２ｂを備えるターボポンプ２２とを有し、ポンプ２２ａとタービン２２ｂとは互いに機械的に結合されている。この第１の実施形態では、第１のタンク１２からの液体水素は、推力室１０の推進方向Ｐと反対方向に向かってポンプ２２ａに流入する。

第１の供給回路１６はさらに、推力室１０の燃焼室１０ｂの壁に形成された熱交換器２４を有し、液体水素が熱交換器２４内を流れている時に水素と酸素との燃焼により生じる高温ガスからの熱を液体水素に伝達することによって燃焼室１０ｂの壁を冷却できるようにする。さらに、この熱の伝達は、気相ではタービン２２ｂ内で膨張する液体水素を加熱するのにも役立ち、その結果、ターボポンプ２２のタービン２２ｂを駆動させる効果をもつ。

したがって、推力室１０に水素を供給するための第１の供給回路１６は、「エクスパンダ」サイクルで動作する。

この第１の供給回路１６はさらに、バイパス弁２８を有するバイパス通路２６を有する。第１の供給回路１６はさらに、ターボポンプ２２のポンプ２２ａから下流側および熱交換器２４から上流側に配置された供給弁２７を有する。この実施例では、供給弁２７はオンオフ弁であるが、変形形態では、燃焼室１０ｂに流入する第１の推進剤の流量ひいては分量を調節する働きをする調節弁としてもよい。したがって、供給弁２７が調節弁である場合、バイパス弁２８を省略することができる。

燃焼室１０ｂに酸素を供給するための第２の供給回路１８は、前記燃焼室１０ｂに供給される酸素の流量ひいては分量を調節することができる調節可能な入口弁３０を備える。

酸素を収容する第２のタンク１４は、第３のタンク３２に収容されている加圧ガス（この実施例では、ヘリウム）によって加圧される。この第３のタンク３２は、膨張器３６を含む加圧回路３４を介して第２のタンク１４に接続される。本発明は、１つの酸素タンクに限定されず、例えば、推力室１０の周囲全体に配置される複数の酸素タンクにしてもよく、前記タンクそれぞれは加圧ガスの供給によって加圧される。また、変形形態では、酸素タンク（複数可）および個々のガス供給部は、使い切った時に投棄される。

上述の条件は、ロケットエンジンの優れた性能を維持し、末広部分１０ｄの長さに応じて、特に、４５５秒〜４６５秒の優れた比推力を提供するのに役立つ。

酸素を収容する第２のタンク１４は金属製としてもよく、この場合、燃焼室１０ｂの入口において約２メガパスカル（ＭＰａ）の酸素圧を生成することができるので、約１．５ＭＰａの燃焼室圧を達成することができる。さらに、第２のタンク１４は、例えば、巻線によって強化された複合材料製としてもよい。このタイプのタンクは、タンクが金属製である場合よりも高い燃焼室圧を達成することができる。具体的には、燃焼室１０ｂの入口において、約５ＭＰａの酸素圧を得ることができ、ひいては３ＭＰａ〜４ＭＰａの燃焼室圧を達成することができる。

燃焼室１０ｂに水素を供給するために、水素は、ターボポンプ２２のポンプ２２ａによって第１のタンク１２から送り出される。送り出された水素は、オンオフ弁２７を通過し、熱交換器２４内を流れる。燃焼室１０ｂ内で水素と酸素との混合物の燃焼により発生した熱は、熱交換器２４内を流れる液体水素を加熱する働きをする。熱交換器２４の出口では、加熱された水素の一部が調節可能なバイパス弁２８を通過して、ターボポンプ２２のタービン２２ｂを通過せずに燃焼室１０ｂに直接到達する。加熱された水素の残りは、前記タービン２２ｂに送り込まれ、タービン２２ｂ内で膨張して、その結果タービン２２ｂを作動させる効果をもち、ひいてはターボポンプ２２のポンプ２２ａを作動させる働きをする。したがって、バイパス弁２８は、ターボポンプ２２のタービン２２ｂの動力を調節することによって、燃焼室１０ｂに噴射する水素の流量ひいては分量を調節する働きをする。タービン２２ｂによって受け取られる加熱水素の分量が多いほど、ターボポンプ２２のポンプ２２ａが作動される大きさが大きくなり、ひいては第１のタンク１２からポンプ２２ａが送り出す水素量が多くなる。

さらに、燃焼室１０ｂに酸素を供給するために、圧力下のヘリウムが加圧回路３４によって第２にタンク１４に送られる。加圧回路３４から出たヘリウムの圧力は、膨張器３６によって調節される。この条件は、第２のタンク１４内に収容されている酸素を燃焼室１０ｂ内の圧力より高い圧力まで加圧する効果がある。その後、調節可能な入口弁３０が開放され、燃焼室１０ｂに噴射される加圧酸素の流量ひいては分量を調節して、水素と酸素の最適な混合比が得られる。

図２には、第２の実施形態の供給装置が設置されたロケットエンジン１００が示されている。このロケットエンジン１００の要素のほとんどは、第１の実施形態に関して上述した要素と同じもしくは同等の要素であり、したがって、同じ参照番号が付与されている。

第２の実施形態は、第１の推進剤が推力室１０の推力方向Ｐに向かってターボポンプ２２のポンプ２２ａに流入することで、機械的統合を促進するという点で第１の実施形態とは異なる。このような状況で、第１の供給回路１６は、供給弁２０から下流側およびターボポンプ２２のポンプ２２ａから上流側に挿置されるブースターポンプ４０を有する。このブースターポンプ４０は、タービン４２に機械的に接続される。このタービン４２は、加圧回路３４内で加圧ヘリウムの第３のタンク３２から下流側かつ膨張器３６から下流側および第２のタンク１４から上流側に挿置される。したがって、ブースターポンプ４０に結合されるタービン４２は、前記ブースターポンプ４０を駆動する加圧ヘリウムによって作動される。ブースターポンプ４０は、ターボポンプ２２のポンプ２２ａの入口における空洞化現象を防ぐ働きをする。空洞化現象は、この実施形態のターボポンプ２２の配向では、特に、第１のタンク１２が空になった時に発生する恐れがある。

この第２の実施形態の供給装置の動作は、第１の実施形態の供給装置の動作とほぼ同じである。第２の実施形態は、液体酸素を収容する第２のタンク１４を加圧するために第２のタンク１４に送られる前に、第３のタンク３２に収容されているヘリウムがブースターポンプ４０に結合されているタービン４２に送り込まれて前記ブースターポンプ４０を作動させるという点で、第１の実施形態とは異なる。したがって、供給弁２０の出口では、酸素がブースターポンプ４０を通過し、ブースターポンプ４０はターボポンプのポンプを昇圧させる働きをする。

本発明は特定の実施形態に関して説明されているが、請求項によって定義されている本発明の一般的範囲から逸脱せずに、これらの実施形態に修正および変更が加えられてもよいことは明らかである。特に、図示および／または上述されている種々の実施形態の個々の特徴は別の実施形態に組み込まれてもよい。したがって、本明細書の説明および図面は、限定的というよりは例示的であると考えるべきである。

Claims (14)

1. ロケットエンジン（１００）の推力室（１０）に少なくとも１つの第１の推進剤と少なくとも１つの第２の推進剤とを供給するための供給装置にして、
   第１の推進剤を収容するための少なくとも１つの第１のタンク（１２）と、
   第２の推進剤を収容するための少なくとも１つの第２のタンク（１４）と、
   推力室（１０）に供給するための少なくとも１つの第１の供給回路（１６）であって、第１のタンクに接続される第１の供給回路（１６）と、
   推力室（１０）に供給するための少なくとも１つの第２の供給回路（１８）であって、第２のタンクに接続される第２の供給回路（１８）と
   を備える供給装置であって、
   前記第１の供給回路（１６）は、第１のタンク（１２）から第１の推進剤を送り出すための少なくとも１つのポンプ（２２ａ）と前記ポンプ（２２ａ）に機械的に結合された少なくとも１つのタービン（２２ｂ）とを有する少なくとも１つのターボポンプ（２２）を含み、前記第１の供給回路（１６）は、第１の推進剤が加熱された後に膨張することによってターボポンプ（２２）のタービン（２２ｂ）を作動させるために推力室（１０）によって生成された熱を使用して第１の推進剤を加熱する構造である熱交換器（２４）を介してターボポンプ（２２）のポンプ（２２ａ）の出口をタービン（２２ｂ）の入口と接続すること、前記第２の供給回路（１８）は、前記推力室に供給するために推力室（１０）内の圧力よりも高い圧力に加圧される構造である第２のタンク（１４）から入口弁（３０）を介して推力室（１０）に第２の推進剤を供給する構造であること、および第２の供給回路（１８）の前記入口弁（３０）は、推力室（１０）に供給する第２の推進剤の流量ひいては分量を調節する働きをする調節弁であることを特徴とする、供給装置。
2. 少なくとも１つの第３のタンク（３２）が、加圧ガスを収容する構造であり、前記第３のタンク（３２）は、膨張器（３６）を介して第２のタンク（１４）に接続される、請求項１に記載の供給装置。
3. 第１の供給回路（１６）が、加圧ガスの膨張により作動されるのに適したタービン（４２）に結合されるブースターポンプ（４０）であって、第１のタンク（１２）から下流側およびターボポンプ（２２）のポンプ（２２ａ）から上流側に配置される前記ブースターポンプ（４０）を含む、請求項１または請求項２に記載の装置。
4. ブースターポンプ（４０）に結合される前記タービン（４２）が、第３のタンク（３２）から下流側および第２の推進剤の第２のタンク（１４）から上流側に配置される、請求項３に記載の装置。
5. 第１の推進剤が推力室（１０）の推力方向に向かってターボポンプ（２２）のポンプ（２２ａ）に流入する、請求項３または請求項４に記載の供給装置。
6. 第２のタンク（１４）が金属製である、請求項１〜請求項５のうちのいずれか一項に記載の供給装置。
7. 第２のタンク（１４）が強化複合材料製である、請求項１〜請求項５のうちのいずれか一項に記載の供給装置。
8. 第１の推進剤が液体水素であり、第２の推進剤は液体酸素である、請求項１〜請求項７のうちのいずれか一項に記載の供給装置。
9. 第３のタンク（３２）に収容される加圧ガスが、ヘリウムである、請求項２に記載の供給装置。
10. 第１の供給回路（１６）が、ターボポンプ（２２）のポンプ（２２ａ）から下流側および熱交換器（２４）から上流側に配置される供給弁（２７）を含む、請求項１〜請求項９のうちのいずれか一項に記載の装置。
11. 第１の供給回路（１６）が、熱交換器（２４）から下流側および推力室（１０）の入口から上流側に配置されるバイパス弁（２８）を含む、請求項１〜請求項１０のうちのいずれか一項に記載の装置。
12. バイパス弁（２８）が調節可能である、請求項１１に記載の装置。
13. 第１の供給回路（１６）が、ターボポンプ（２２）のポンプ（２２ａ）から下流側および熱交換器（２４）から上流側にオンオフ弁を含む、請求項１１または請求項１２に記載の装置。
14. ロケットエンジン（１００）の推力室（１０）に第１および第２の推進剤を供給する供給方法であって、
    第１の推進剤は、ポンプ（２２ａ）とポンプ（２２ａ）に機械的に結合されるタービン（２２ｂ）とを備えるターボポンプ（２２）の少なくとも１つのポンプ（２２ａ）によって推力室の第１の供給回路（１６）を通って第１のタンク（１２）から推力室（１０）に送り出され、第１の供給回路（１６）は、推力室（１０）内で生成された熱を使用して第１の推進剤を加熱する構造である熱交換器（２４）を介してポンプ（２２ｂ）の出口をタービンの入口（２２ａ）に接続し、第１の推進剤が熱交換器（２４）内で加熱された後に膨張することによってターボポンプ（２２）のタービン（２２ｂ）を作動させること、
    第２の推進剤は、第２のタンク（１８）内で推力室（１０）の内圧より高い内圧に加圧されること、
    第２の推進剤は、前記第２のタンク（１４）の内圧により、第２のタンク（１４）に接続された推力室（１０）の第２の供給回路（１８）を通って推力室（１０）に向かって推進され、前記第２の回路は、入口弁（３０）を含むこと、および
    第２の供給回路（１８）の前記入口弁（３０）は、推力室（１０）に供給する第２の推進剤の流量ひいては分量を調節することができる調節弁であること
    を特徴とする供給方法。

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