JP2016538176A - 推進剤タンクのための自己加圧装置 - Google Patents

Abstract

主推進剤タンク１０，３０のための自己加圧装置５０であって、主タンク内へ推進剤を注入するために前記主タンク１０，３０に接続された加圧管１３，３３と、前記加圧管１３，３３に配置された加圧弁１３ａ，３３ａと、前記加圧弁１３ａ，３３ａから上流側の前記推進剤を加圧するための加熱器１７，３７と、を具備する自己加圧装置。該自己加圧装置は、前記加圧弁１３ａ，３３ａから上流側において前記加圧管１３，３３に接続されたバッファタンク１５，３５を有する。【選択図】図１

Description

本発明は、加圧装置、及び、特に、例えばロケットエンジン用の主推進剤タンクのための自己加圧装置に関する。

反動推進エンジン、特に、ロケットエンジンによって推進される乗物において、推進剤タンクは、ロケットエンジンの始動時、及び、ロケットエンジンの作動中にも、加圧されることを必要とする。各エンジンの入口における圧力は、操作性の理由のために維持されることを必要とし、推進剤量にとって、適当な圧力で気体に戻されて吸い出されることが必要であることは知られている。この気体は、タンクの加圧系によって供給される。

特に、例えば、液体の酸素及び水素などの極低温推進剤が供給される極低温ロケットエンジンにとって、極低温推進剤のタンクは、予め加熱されている推進剤（太陽の作用によって、又は、より高い温度である隣接タンクから到来する熱伝導によって）を冷却するために、飛行の弾道状態中に減圧される可能性がある。このために、タンク圧力は、当該推進剤の飽和圧力より僅かに低い値へ設定される。推進剤は沸騰し始め、推進剤を気化させるのに必要なエネルギは液体推進剤の集まりから取られ、それにより冷却する。実質的にエンジンを点火することを可能とするために、予め減圧されているこのような推進剤タンクを再加圧することが必要である。

一般的に使用される再加圧系は、高圧で気体状に貯蔵されるヘリウムなどの再加圧気体を使用する。それでも、圧力下で気体を貯蔵すること及び搭載重量の増加に関する問題が与えられ、製造会社は、タンクを加圧するために使用される流体が、気体状であることを除いて、このタンク内に貯蔵される推進剤と同じであるいわゆる「自己」加圧系を開発している。

例として、ある特許文献は、主推進剤タンクのための自己加圧装置を開示し、この装置は、主タンク内へ推進剤を注入するために前記主タンクへ接続された加圧管と、推進剤を加熱するための加熱器と、を具備する（例えば、特許文献１参照。）。このような装置は、加圧管に配置された加圧弁を有しても良く、この場合において、加熱器は加圧弁から上流側の推進剤を加熱するように設置される。こうして、推進剤の圧力は加熱器を通過するときに増大し、加熱された推進剤は主タンクを再加圧するために使用されることができる。

それでも、このような装置は、主タンク内の圧力を制御するために、連続的に調整される加圧弁を必要とする。さらに、主タンクは、推進剤が加熱器を通り流れるときに次第に加圧され、これはあまりに遅いことに気づかされることがある。

仏国特許出願第２９７５４４１号

本発明の目的は、少なくとも実質的に、前述の欠点を改善することである。

この目的は、加圧装置が加圧弁から上流側の加圧管に接続されたバッファタンクを具備することによって達成される。

こうして、バッファタンクに入れられた推進剤は、主タンクを加圧するために任意の時期において利用可能な加圧流体源を形成する。さらに、バッファタンクは、主タンク内の圧力を制御するための調整機能を果たす。こうして、自己加圧系にとって連続的に供給される必要はない。

本開示において、もし逆に明記されなければ、用語「上流」及び「下流」は、加圧推進剤を参照するときに、特にバッファタンクから主タンクへの推進剤の通常の流れ方向に関して使用される。

さらに、本開示において、液体及び気体状態は、超臨界状態を含むように広く理解されるべきである。拡大解釈によって、もし、超臨界状態の流体が比較的濃厚であるならば、それは「液体」であると言われ、もし、その濃度が比較的低いならば、それは「気体」であると言われる。同様に、用語「気化」及び「液化」は、それぞれ、たとえ状態に適当な変化がなくても、その濃度における低下及び増加を参照して超臨界流体へ与えられるかもしれない。最後に、「気化」及び「液化」は、超臨界状態を通過することによって、液体状態から本来の気体状態への及びその逆への変化を示すかもしれない。

ある実施形態において、加熱器が、バッファタンク内に入れられた推進剤を加熱するように設置される。このようにして、加熱は、小さな特定領域を有する容量のために効果的に行われる。さらに、特に、地上において発射装置への操作作業を行う間において、圧力下でタンクを扱うことは危険であり、このような実施形態において、バッファタンクが設置されて部分的に液体推進剤で満たされていると、バッファタンク内に入れられた推進剤を加熱及び気化させることが可能であるために、最初から気体推進剤でバッファタンクを満たす必要がない。

ある実施形態において、加圧装置は、主タンクをバッファタンクへ接続して主タンクから到来する推進剤をバッファタンクへ供給するのに適する第一供給管を具備する。バッファタンクは、こうして、主タンクから到来する液体推進剤で満たされることができる。

選択的に、又は、組み合わせて、ある実施形態においては、加圧装置は、バッファタンクに接続されて、ロケットエンジンの推進剤供給回路から到来する推進剤をバッファタンクへ供給するために、前述の供給回路に接続されることができる第二供給管を具備する。都合よく、供給回路から到来する前述の推進剤は、圧力下の推進剤である。

ロケットエンジンの推進剤供給回路は、燃焼室を冷却するように働いて、それにより、タービンを作動するために必要な熱源として及び気体推進剤源として働く再生回路を具備しても良い。このような実施形態において、ロケットエンジンは、例えば再生回路によって加熱及び気化させられる推進剤をバッファタンクへ供給するために第二供給管を使用しても良い。より高温の推進剤でバッファタンクを満たすことは、加熱器の使用によるエネルギをより少なく節約することを可能とする。

ある実施形態において、加圧装置は、バッファタンクに接続されてバッファタンク内の圧力を調整するための調整装置が設けられる排出管を具備する。

圧力調整装置は、制御弁、調整弁、又は、当業者が適合を見出す任意の等価装置であっても良い。排出管及び圧力調整装置は、こうして、バッファタンク内の圧力が、設計圧力を越えないことを保証することを可能とし、この設計圧力を越えると、バッファタンク又は加圧管の機械強度の不足、又は、それどころか、例えば加圧弁の操作性の機能停止となるかもしれない。

ある実施形態において、加熱器は電気式である。加熱器は電気抵抗であっても良い。加熱器は、こうして、その設計及びその動作において特に簡単である。加熱器は、正確に制御されることもできる。熱交換機と比較して、電気加熱器は、加熱装置の任意の他の部分から、特に、エンジンのタービンへ供給するための管から熱を奪わない利点を有する。このような状況の開放又は閉鎖エキスパンダサイクルエンジン（このようなサイクルは「ブリード」又は「エキスパンダ」として当業者に知られている）の下で、タービンの入口での推進剤の温度は、エンジンの操作性の理由により際立って重要な因子を構成し、それにより、熱源としてこれらの推進剤の使用を避けることは妥当である。それにより、電気加熱器の使用は、現存系の設計寸法及び作動因子を乱さない。

ある実施形態において、加圧装置は、加熱器へ電気を供給するために加熱器に電気的に接続された燃料電池を具備する。燃料電池は、簡単で信頼性が高い電気供給器を形成する。加えて、燃料電池は、加圧装置において利用可能な供給源が形成されるのに最適な使用を可能とする。

ある実施形態において、補助管が、燃料電池を推進剤で満たすためにバッファタンクと燃料電池との間に延在する。このような実施形態において、燃料電池は、バッファタンクを介して主タンクへ間接的に接続される。こうして、燃料電池には、実際に、バッファタンクから到来する推進剤が供給され、この推進剤は気体状であっても良い。こうして、バッファタンクは、燃料電池へ供給される推進剤を調整するのにも使用されることができる。

本発明は、さらに、第一推進剤を入れるのに適する第一主タンクと、第一主タンクを加圧するための第一加圧装置と、第二推進剤を入れるのに適する第二主タンクと、第二主タンクを加圧するための第二加圧装置と、を具備するロケットエンジン供給装置に関し、ここで、燃料電池は、第一推進剤と第二推進剤との間の反応から電気を発生するように形成される。

このような供給装置は、各主タンクのための自己加圧を提供する。第一推進剤と第二推進剤とが供給される単一の燃料電池は、各自己加圧装置の電気加熱器へ電気を供給するように働く。このような供給装置は、こうして、特に小型であり、主タンクに入れられる推進剤以外の任意の他の供給又は加圧流体を必要としない。

本発明は、さらに、主推進剤タンクを加圧するための加圧方法に関し、この方法は、主タンクからの推進剤でバッファタンクを満たすこと、バッファタンクを主タンクへ接続する加圧管に配置される加圧弁から上流側に位置させられる加圧流体を加熱するために加熱器を使用すること、及び、加熱された推進剤が主タンクへ流入することを可能とするように加圧弁を開弁すること、を有することが特徴とされる。

このような方法によって、主タンクは、調整がバッファタンクを介して行われるために、複雑な調整系を設けることなく、自己で加圧されることができる。さらに、推進剤がその場で加熱される（又は、それどころか気化される）ために、地上の発射装置を準備する間において圧力下でタンクを扱う必要はなく、それにより、タンクを設置する間又は発射段階の間の任意の爆発の危険をかなり低減し、それにより、地上員によって行われるような特に地上での操作作業を大幅に容易にする。バッファタンクは、主タンクから到来する液体推進剤で満たされることができる。この充填は、単に、重力に基づき行われる（特に、主タンクを有する段階が地上であるときに）。

ある実施形態において、加圧方法は、バッファタンクを満たす段階以前に、外部推進剤供給部からの液体状の推進剤で主タンクを満たすことを有する。

本発明及びその利点は、非限定の例として与えられる本発明の実施形態の以下の詳細な記述を読んで良く理解されることができる。この記述は以下の添付図面を参照する。

ロケットエンジンのための推進剤供給装置を示す。 図１の供給装置に使用される絞り部の可能な種類を示す。 図１の供給装置に使用される絞り部の可能な種類を示す。

図１には、ロケットエンジン４０のための供給装置６０が示されている。供給装置６０は、第一推進剤、例えば液体水素を入れるのに適する第一タンク１０と、第一主タンク１０を加圧するための第一加圧装置と、第二推進剤、例えば液体酸素を入れるのに適する第二主タンク３０と、第二主タンク３０を加圧するための第二加圧装置と、を有する。ロケットエンジン４０には、第一弁１８ａを有する第一管１８を介して第一推進剤が供給され、第二弁３８ａを有する第二管３８を介して第二推進剤が供給される。これら管１８及び３８は、他の管、ポンプ、他の弁などを有しうる供給回路（図示せず）までロケットエンジン４０内に接続される。

ロケットエンジン４０の構造は、一般的であり、当業者に良く知られている。特に、本発明の状況において、ロケットエンジンは、気体発生器のないサイクルを有するエンジン、例えば、「エキスパンダ」又は「ブリード」サイクル式のエンジンであっても良い。もし、このようなエンジンの熱源が加圧系によって使用されるならば、これはエンジンの性能にかなり影響する可能性がある。

各主タンク１０，３０は、加圧装置を有する。本実施形態において、二つの加圧装置は、非常に似ており、これが、第一主タンク１０のための加圧装置５０だけが述べられる理由である。もし逆に明記されなければ、第一主タンク１０のための加圧装置の要素に関する全ての説明は、第二主タンク３０の加圧装置に関する対応要素へ同様に与えられることができる。変更は当業者の目的に依存して当然に設けられても良い。

加圧装置５０は、バッファタンク１５と、前述の主タンク１０内へ推進剤を注入するためにバッファタンク１５を主タンク１０へ接続する推進剤用管１３と、を具備する。加圧管１３には、加圧弁１３ａと、加圧推進剤の流れを制御するための絞り部１３ｂと、が設けられる。電気加熱器１７は、バッファタンク１５に入れられた推進剤を加熱する。電気加熱器１７は、バッファタンク１５内又はその外面に設置されても良い。加熱器１７のために、加圧管１３によって主タンク１０内へ注入される推進剤は気体状である。

バッファタンク１５は、恐らく、主タンク１０がロケットエンジン４０の再点火前の弾道飛行期間後において完全に再加圧されることを可能とするのに十分な大きさであろう。

加圧装置５０は、さらに、主タンク１０をバッファタンク１５へ接続して、主タンク１０から到来する推進剤をバッファタンク１５へ供給するのに適する第一供給管１１を有する。第一供給管１１は、弁１１ａと、推進剤が主タンク１０からバッファタンク１５への一方向に流れることを保証するための逆止弁１１ｂと、を有する。主タンク１０から到来する前述の推進剤は、大体において、液体推進剤である。

加圧装置５０は、さらに、バッファタンク１５へ接続されて、ロケットエンジン４０の供給回路（図示せず）から到来する推進剤をバッファタンク１５へ供給するために前述の供給回路へ接続するのに適する第二供給管１２を有する。特に、供給回路が、再生回路、又は、より一般的には、燃焼室によって放出される熱を再生するための回路を具備するときには、ロケットエンジンから第二供給管１２へ送られる推進剤は、加熱、あるいは、気化される推進剤であるかもしれない。こうして、第一供給管１１は、バッファタンク１５を液体推進剤で満たすように働くのに対して、第二供給管１２は、バッファタンク１５を、気化されるかもしれないより高い温度の推進剤で満たすように働く。加熱器１７のためのエネルギ節約は、こうして可能である。

第二供給管１２は、弁１２ａと、逆止弁１２ｂと、バッファタンク１５へ供給する気体推進剤の流量を制御するための絞り部１２ｃと、を有する。逆に、液体推進剤は概して小さな直径の管を通過するために液体推進剤の流量が少ないので、第一供給管１１は、絞り部を必要としない。

図１に示す実施形態において、第二加圧管１２内へ流入する推進剤は、バッファタンク１５へ向かうのに十分に高温である。例えば、この推進剤は、燃焼室を冷却するのに使用されている水素であっても良く、こうして、気体状である。逆に、概して、高温の酸素は、熱力学及び安全性の理由のためにロケットエンジンに存在しないために、酸素は、液体状態において第二供給管３２へ供給される。液体酸素を酸素バッファタンク３５内へ導入する以前において液体酸素を加熱するために、加熱器３２ｄが、例えば、逆止弁３２ｂと絞り部３２ｃとの間において第二供給管３２のために設けられる。特に、加熱器３２ｄは、電気加熱器である。

バッファタンク１５内の圧力を調整するために、排出管１６は、バッファタンク１５へ接続され、調整弁１６ａ及び放出連結部１６ｂを具備する圧力調整装置が設けられる。放出連結部１６ｂは、恐らく、外気（特に酸素のために）へ、又は、放出管（特に水素のために）へ通じるであろう。調整弁１６ａは、その両端部を挟む差圧がある閾値を越えるときに、開弁するように形成される。これは、調整弁がバッファタンク１５内、及び、前述のバッファタンク１５から上流側及び下流側の少なくとも一方においてバッファタンク１５に接続された管内の圧力を制限することを可能とする。排出管１６は、第一供給管１１及び第二供給管１２の少なくとも一方によって供給された全ての余剰推進剤を排出するように働く。

さらに、供給装置５０は、燃料電池２０を有する。補助管１４は、気体推進剤を燃料電池２０へ供給するために、バッファタンク１５と燃料電池２０との間に延在する。補助管１４は、弁１４ａと、絞り部１４ｂと、加熱器１４ｃと、を有する。加熱器１４ｃは、もし推進剤が加熱器１７によってまだ十分に加熱されていないならば、又は、もし燃料電池２０の最適な作動温度が主タンク１０を加圧するための流体としての推進剤にとっての最適温度より高いならば、推進剤が燃料電池２０へ流入する以前に、推進剤の温度を高めるのに最適に働く。

同様な構造が主タンク３０の加圧装置のために設けられ、それにより、燃料電池２０には、第一及び第二補助管１４，３４によって二つの推進剤が供給される。これら二つの推進剤の間の反応が電気を発生するように働く。燃料電池２０は、こうして、電気回路２２を介して、適切に、幾つかの又は全ての加熱器１７，３７，１４ｃ，３４ｃ，３２ｄへ電気を供給することができる。電気回路２２は、外部電源２３、例えば、バッテリ又は外部ネットワークへ接続するためのコネクタを提供しても良い。

さらに、図１に概略的に示されているにもかかわらず、絞り部１２ｃ、１３ｂ、１４ｂ，３２ｃ，３３ｂ，３４ｂの少なくとも一つは、任意の種類であっても良く、特に、これらの絞り部は、図２Ａに示されるような簡単な絞り部であっても良く、又は、「全量又は少量」絞り部として参照されるかもしれない調整可能な絞り部であっても良い。図２Ｂは、全量又は少量絞り部７０を示す。この絞り部は、平行に接続される二つの簡単な絞り部７１及び７２を有し、これら二つの絞り部の一方（特に絞り部７２）が弁７３によって自身の分岐部において先導される。実際的に、絞り部７２を通る流量は、絞り部７１を通る流量より二から三倍多いかもしれない。こうして、弁７３が閉弁されるときには、少ない流量が絞り部７０を通過し、ところが、弁７３が開弁されると、絞り部７０を通過する流量はより多くなる。全量又は少量絞り部のための設定は、当業者の能力に備えられる。

主タンク１０を加圧する方法は、以下のように行われても良い。最初の段階において、弁１１ａ，１２ａ，１３ａ，１４ａ，１８ａは閉弁される。まず初めに、地上において又はロケットエンジンの始動以前に、主タンク１０は、外部推進剤供給部（図示せず）からの液体状態の推進剤で満たされる。弁１１ａは開弁され、それにより、バッファタンク１５は、逆止弁１１ｂから上流側の静圧力が弁１１ｂを開弁するための閾値より大きくなると直ぐに、主タンク１０からの液体推進剤で部分的に満たされるようになる。この期間の間において弁１３ａも開弁され、それにより、バッファタンク内に存在する気体は逃げることができる。バッファタンクの充填は、予め定められた程度が達成されるときに止める。その後、バッファタンク１５の充填を停止する結果として、弁１１ａ及び１３ａが閉弁されると、外部電源２３は、バッファタンクに入れられた推進剤を加熱及び気化するのに必要なエネルギを加熱器１７へ供給する。通常の構成において、推進剤は直ぐに沸騰し始める（主タンクにおいて、推進剤の温度は、大体において、１０⁵Ｐａ（１バール）の圧力での推進剤の飽和温度に等しいために）。こうして、バッファタンク内の圧力は上昇する。圧力が過剰に上昇する場合において、気化した推進剤の一部が、排出管１６を介して排出される。この加熱段階は、推進剤が予め定められた温度又は圧力基準に達するときに終了する。次いで、弁１４ａが、前述の推進剤を燃料電池２０へ供給するために開弁される。

同様な操作が、恐らく、第二推進剤、第二主タンク３０、及び、第二バッファタンク３５のために実施されるであろう。このように、燃料電池２０には、二つの推進剤が供給され、これは、反応時に、加熱器１７及び３７のために使用されることができる電気を発生する。この段階から、外部電源２３は、もはや、自己加圧装置５０のために必要ない。

その後、弁１３ａは、エンジンを始動するために必要な圧力まで主タンク１０の自己加圧を実施するために開弁されることができる。この目標圧力が達成されると（これは通常状態の下では殆ど瞬間的である）、ロケットエンジン４０は始動されることができ、次いで、弁１８ａは、主タンク１０から推進剤を供給するために開弁される。

ロケットエンジン４０の作動は、バッファタンク１５に第二供給管１２を介してロケットエンジン４０から到来する加熱推進剤が供給されることを可能とする。このように、弁１２ａを開弁することが可能である。こうして、主タンク１０は、推進剤が多分もう一度加熱されるかもしれないバッファタンク１５を介してロケットエンジン４０から主タンク１０への推進剤の制御された移動によって加圧される。

ロケットエンジン４０が停止されるときに、バッファタンク１５は満たされている。それは、ロケットエンジン４０の任意の再始動以前に主タンク１０を再加圧するのに十分な量である。弾道飛行中において、バッファタンク１５は、太陽に晒されているために加熱されるかもしれず、気体推進剤の圧力は増大するかもしれない。もし、圧力が過剰になるならば、推進剤の一部は排出管１６を介して排出される。

このような加圧方法は、地上においてバッファタンクを満たして加圧する操作を提供しない限りにおいて、及び、前述のバッファタンク１５，３５へ直接的に供給するために発射台へ高圧下で気体を運ぶ必要がない限りにおいて、特に有利である。

加えて、バッファタンク１５，３５内の気体の発生は、発射以前に地上において行われるように述べられるけれども、それは、他の時点において、例えば、より低い段階によって推進される間の飛行中において、行われることもできる。さらに、自己加圧装置５０が自身で、ロケットエンジン４０を始動する以前だけでなく、前述のロケットエンジン４０が作動している間、及び、ロケットエンジン４０の再始動以前、例えば、弾道段階の末期においても、主タンク１０を加圧することができることは、全体として本記述から明確に理解することができる。言い換えれば、自己加圧装置５０は、ロケットエンジン供給装置６０の加圧必要性の全てを提供することができる。

本発明は特定の実施形態を参照して述べられるけれども、変更が、特許請求の範囲によって確定されたような本発明の全体範囲を超えることなく、これらの実施形態になされても良い。特に、図示されるか述べられる少なくとも一方の様々な実施形態の個々の特徴は、さらなる実施形態に組み合わされても良い。結果的に、記述及び図面は、限定よりむしろ例示である感覚で考えられるべきである。

図１に示す実施形態において、第二供給管１２内へ流入する推進剤は、バッファタンク１５へ向かうのに十分に高温である。例えば、この推進剤は、燃焼室を冷却するのに使用されている水素であっても良く、こうして、気体状である。逆に、概して、高温の酸素は、熱力学及び安全性の理由のためにロケットエンジンに存在しないために、酸素は、液体状態において第二供給管３２へ供給される。液体酸素を酸素バッファタンク３５内へ導入する以前において液体酸素を加熱するために、加熱器３２ｄが、例えば、逆止弁３２ｂと絞り部３２ｃとの間において第二供給管３２のために設けられる。特に、加熱器３２ｄは、電気加熱器である。

Claims (8)

1. 主推進剤タンク（１０，３０）のための自己加圧装置（５０）であって、主タンク内へ推進剤を注入するために前記主タンク（１０，３０）に接続された加圧管（１３，３３）と、前記加圧管（１３，３３）に配置された加圧弁（１３ａ，３３ａ）と、前記加圧弁（１３ａ，３３ａ）から上流側の前記推進剤を加圧するための加熱器（１７，３７）と、を具備する自己加圧装置において、
   前記自己加圧装置は、前記加圧弁（１３ａ，３３ａ）から上流側において前記加圧管（１３，３３）に接続されたバッファタンク（１５，３５）を有し、前記加熱器（１７，３７）は電気式であり、前記自己加圧装置は、さらに、前記加熱器へ電気を供給するために前記加熱器（１７，３７）に電気的に接続された燃料電池（２０）を有し、補助管（１４，３４）が、前記燃料電池を推進剤で満たすために、前記バッファタンク（１５，３５）と前記燃料電池（２０）との間に延在することを特徴とする自己加圧装置（５０）。
2. 前記加熱器（１７，３７）は、前記バッファタンク（１５，３５）に入れられた推進剤を加熱するように設置される請求項１に記載の自己加圧装置（５０）。
3. 前記主タンク（１０，３０）を前記バッファタンク（１５，３５）へ接続して前記主タンクから到来する推進剤を前記バッファタンクへ供給するのに適する第一供給管（１１，３１）を有する請求項１又は２に記載の自己加圧装置（５０）。
4. 前記バッファタンク（１５，３５）に接続されて、ロケットエンジン（４０）の推進剤供給回路から到来する推進剤を前記バッファタンクへ供給するために前記推進剤供給回路に接続されることができる第二供給管（１２，３２）を有する請求項１〜３のいずれか一項に記載の自己加圧装置（５０）。
5. 前記バッファタンク（１５，３５）に接続されて、前記バッファタンク内の圧力を調整するための調整装置（１６ａ，１６ｂ，３６ａ，３６ｂ）が設けられる排出管（１６，３６）をさらに有する請求項１〜４のいずれか一項に記載の自己加圧装置（５０）。
6. 第一推進剤を入れるのに適する第一主タンク（１０）と、前記第一主タンクを加圧するための請求項１〜５のいずれか一項に記載の第一加圧装置と、第二推進剤を入れるのに適する第二主タンク（３０）と、前記第二主タンクを加圧するための請求項１〜５のいずれか一項に記載の第二加圧装置と、を有するロケットエンジン供給装置（６０）であって、燃料電池（２０）が、前記第一推進剤と前記第二推進剤との間の反応から電気を発生するように形成されるロケットエンジン供給装置（６０）。
7. 主推進剤タンクを加圧するための加圧方法において、
   主タンク（１０，３０）からの推進剤でバッファタンク（１５，３５）を満たす段階と、
   前記バッファタンク（１５，３５）を前記主タンク（１０，３０）に接続する加圧管（１３，３３）に配置される加圧弁（１３ａ，３３ａ）から上流側に位置させられる加圧流体を加熱するために加熱器（１７，３７）を使用する段階と、
   加熱された前記推進剤が前記主タンク（１０，３０）へ流入することを可能とするように加圧弁（１３ａ，３３ａ）を開弁する段階と、を有することを特徴とする加圧方法。
8. 前記バッファタンク（１５，３５）を満たす段階以前に、外部推進剤供給部からの液体状の推進剤で前記主タンク（１０，３０）を満たす段階を有する請求項７に記載の加圧方法。

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