JP5372942B2 - 内燃エンジンによるロケットエンジン用ポンプの作動装置及びその方法 - Google Patents

Description

本発明は、内燃エンジンによるロケットエンジン用ポンプの作動装置及び方法に関するものである。

本発明の関連する技術分野は、宇宙打ち上げロケットに必要であるような、高推進ロケットの分野である。

このタイプの用途には、使用される推進剤の物理的状態に応じて、３つの技術の系統が存在する。すなわち、
推進剤が燃焼室に貯蔵される固体推進；と、
推進剤を１種、２種、さらにはそれ以上使用できるが、貯蔵タンクの推進剤を燃焼室に移動しなければならない液体推進；と、
液体推進剤と固体推進剤を使用し、液体推進剤を、固体推進剤が貯蔵される燃焼室に移動しなければならないハイブリッド推進；とである。

本発明は、より正確には液体推進剤を燃焼室に移動する装置に関するものであり、より具体的にはこの移動の駆動システムに関するものである。

高推力を供給できるためには、ロケットエンジンは、数十バールの高圧で、例えばアリアンのエンジンの場合は３０〜５０バールで、高い原料流量で作動しなければならない。

液体推進の場合、推進剤供給システムが、この流量及びこの圧力を供給しなければならない。この加圧下での供給を実現するために、２つの手段、すなわち推進剤タンクの直接加圧、及び低圧タンクからのポンプによる給送が、通常使用される。

第１の解決策は、簡単であるという利点を有するが、高圧に耐えられるタンクを必要とし、そのため、質量及び安全性の問題が生じる。この解決策は実際は、外部加圧手段の設置が余り有利でない、例えば姿勢制御エンジン又は打ち上げロケット上段のような低出力のエンジン向けのものである。

第２の解決策は、エンジンによって要求される大流量が可能な特定のポンプの使用を必要とする。この流量が、要求される強い圧力増加とあいまって、数百キロワットから数メガワットという相当な出力のポンプが必要となる。

現在及び過去の宇宙打ち上げロケットにおいて、これらポンプの作動は、一般的に主エンジンと同じ推進剤を使用して、遠心タービンエンジンにより系統的に駆動される。

これら遠心タービンは、高温ガスによって駆動される。これらの高温ガスは、一般的にロケットエンジンの推進剤の一部を採取し、特定の小型の燃焼室内でのこれら採取物を燃焼することによって生成される。これらは、ガス発生器、多くの場合小型の固体燃料推進装置によっても生成できる。

遠心タービン／ポンプ・アセンブリは、ターボポンプと呼ばれる。ターボポンプは、材料中に非常に強い機械的応力を引き起こす、例えば１００００〜３００００回転／分と非常に高い回転速度のため、数メガワットという非常に高い出力を伝達しなければならないので、複雑かつ脆い物体である。

その上、燃焼から生じた高温ガスによる作動は、タービン内で非常に高い温度を生じ、かつタービン及びポンプの間の伝動軸中に非常に大きな温度勾配を引き起こす。

この温度勾配の効果は、推進剤が低温であるときさらに大きくなる。ポンプ側の温度は、数十Ｋであり、一方、僅か数センチメートルしか離れていない駆動遠心タービンの温度は、１０００℃を超える。

結局、これら極端な動作条件のため、ターボポンプの始動は、一方では冷却、他方では加熱の点で、またターボポンプを破断させる可能性があるさらに高い温度遷移勾配を引き起こさないように、全体を十分に漸進的に回転させる点で難しい。

最後に、ターボポンプは、非常に高価で寿命の短い物体であり、分単位で数えられる短い動作寿命の古典的な打ち上げロケットに使用される。

スペースシャトルのような再利用可能な打ち上げロケットの場合、ターボポンプは、ほぼ飛行の度に取り替えなければならず、そのことは、保守コストの点で非常に重荷となる。

ターボポンプを置き換えるために提案された解決策は特許文献１に記載されている。

この文献は、ポンプの駆動タービンを、それ自体が電池によって給電される電動機で置き換えることを特に記載している。

このため、タービンを駆動する小型のロケットエンジンは、もはや必要でなくなり、消費される推進剤が少なくなり、非常に高い温度勾配をもはや有さず、全体の信頼性が高くなり、再利用可能な打ち上げロケットにより適したものになる。

その上、電動機の回転を調節することができ、したがって、推進剤の流量をつまり推力をより容易に変化させることができ、また高すぎる遷移勾配を回避するために、ポンプの始動をより簡単に制御することもできる。

反対に、エンジンに供給するエネルギー源は、推力段階中、数メガワットに及ぶ出力を提供できなければならないが、このことは、このエネルギー源及び電動機の給電手段に対する大きな質量及び寸法上の制約を意味する。

結局のところ、エネルギー貯蔵装置及びエンジンは、非常に重くなる。

米国特許第６４５７３０６号明細書

本発明の目的は、簡単で、信頼性が高く、飛行中に始動でき、かつ再利用可能な推進装置に特に使用できる、推進剤ポンプの作動装置を提供することである。

このために、本発明は、ポンプのタービンエンジン又は電動機を、乗物の推進装置の作動とは独立して始動可能および制御可能な、推進剤から隔離した簡単な装置と置き換えることを提案し、そのために内燃エンジンを使用することを企図する。

より正確には、本発明は、宇宙船のロケットエンジンのポンプの作動装置であって、酸化剤、空気／炭化水素系の混合気によって作動する空気吸込み式内燃エンジンを備え、酸化剤及び燃料の供給が、ロケットエンジンの推進剤タンクから分離したタンク及び回路によって行われることを特徴とする装置を提供する。

かかる酸化剤は、燃焼に役立たない窒素の質量のために、宇宙技術においては通常使用されないが、ここでは、地上の分野において証明済みの空気吸込み式の内燃エンジンを、かかる内燃エンジンの動作パラメータを保ちながら使用することを可能にするために、かかる酸化剤の使用が好ましい。

より具体的には、前記内燃エンジンに必要な酸化剤が、減圧弁によって前記内燃エンジンに接続された加圧タンク内に含まれる。

酸化剤は、有利には、酸素濃縮空気又は窒素ガス濃縮空気からなる。

好ましくは、燃料は、液体炭化水素である。

燃料は、第１の変形形態によれば、例えば米国規格ＡＳＴＭ Ｄ１６５５及びその様々な改訂版による灯油、並びに例えば２００７年のＦＩＡ（国際自動車連盟）規則第１９条に定義されるような、又は第２の変形形態によれば、規格ＥＮ２２８に定義されるようなガソリンである。

本発明の有利な第１の実施形態によれば、内燃エンジンは、ピストンエンジンである。

代替実施形態によれば、前記内燃エンジンは、軸流タービン圧縮機エンジンである。

有利には、前記軸流タービンエンジンは、ヘリコプタのエンジンである。

本発明はさらに、前記内燃エンジン用の電気スタータを含むロケットエンジンの燃料供給ポンプの作動装置に関するものである。

好ましくは、前記内燃エンジンは、ロケットエンジンの推進剤の供給ラインに設置された熱交換器によって閉回路として作動する冷却回路を含む。

本発明はまた、ロケットエンジンへの燃料供給装置であって、各々が本発明による作動装置によって作動される少なくとも２基のポンプと、ポンプの回転速度を個別に調節するように、ポンプを駆動する内燃エンジンの動作パラメータを個別に変化させるように構成された、前記内燃エンジンの制御手段とを含むことを特徴とする装置、並びに本発明による少なくとも１つの装置によって作動されるポンプによるロケットエンジンの起動及び燃料供給方法であって、
−ロケットエンジンが点火され、かつ内燃エンジンに結合されたポンプが冷却される高度で、前記少なくとも１つの装置の内燃エンジンを始動する工程と、
−内燃エンジンの公称動作速度の上昇に並行してロケットエンジンの推進剤タンクの弁を開放する工程と、
−推進剤タンクの圧力によってポンプをプライミングし、かつロケットエンジンへの燃料供給を開始する工程と、
−ポンプを駆動する内燃エンジンの回転速度の調節によってポンプ流量を調節すること
を含むことを特徴とする方法をも提供する。

本発明は、特に再利用可能な打ち上げロケットに利用され、とりわけ宇宙往還機、すなわち飛行機のように地上から離陸し、次いで地球大気から離脱して宇宙空間に到達することが可能な宇宙打ち上げロケットに利用される。

宇宙空間において、これらの宇宙往還機は、ロケットエンジンタイプの非燃料吸込み式推進装置を使用する。大気圏飛行の場合、これらは、ジェットエンジンのような空気吸込み式推進装置を使用する。

本発明は、堅固で、証明済みであり、酸化剤及び燃料を使用し、利用及び製造が簡単で、宇宙往還機内に搭載するのに十分に軽量である装置により、宇宙往還機のロケットエンジンのポンプを作動することを可能にする。

本発明のその他の特徴及び利点は、図面を伴う、本発明の非限定的な例示的実施形態についての以下の説明を読めば、より良く理解されるであろう。

本発明の装置の原理の略図である。 宇宙往還機内に本発明の装置を設置した例を示す図である。 図２の詳細を示す図である。

略図１により、宇宙往還機のロケットエンジンの燃料供給ポンプ２を作動させるためのピストンエンジンタイプの内燃エンジン１の使用について説明する。

かかる宇宙船において、ロケット推進は、飛行機タイプでの飛行後にしか使用されない。

しかし本発明の内燃エンジン１は、打ち上げロケットの段であれ、惑星間宇宙船であれ、衛星であれ、遠心タービンを有するターボポンプによる作動を置き換えることが望ましい限りにおいて明らかに、ロケットエンジンのあらゆる用途に使用できる。

図１によれば、内燃エンジン１は、公知のタイプの内燃エンジンのクラッチ２１を通るシャフト２０によって遠心ポンプ２の軸に結合される。

空気吸込み式の内燃エンジンは、大気圏外飛行の段階で使用され、エンジンの近傍に設置されたタンク４を介して燃料を供給される。その酸化剤の供給は、減圧弁６を備えた圧縮空気のタンク５によって行われる。

すなわち圧縮タンク及び減圧弁の使用によって、空気吸込み式型環境をシミュレートする。

圧縮空気は、場合により酸素又は窒素ガス濃縮空気で置き換えることができ、これは、利用可能な出力を増加させ、搭載質量を減少させるが、エンジンの熱力学的動作点の調節の変更を必要とし、又は酸素を含むガスを必要とするが、搭載質量は変更しない方法である。

ロケットエンジンの動作及び点火の順序は、以下の通りである。

ロケットエンジンを点火する高度に達すると、内燃エンジンが、電気スタータタイプのスタータ７によって始動される。同時に、ポンプ２が、冷却され、かつエンジンに結合される。次いでロケットエンジンのタンク３の弁１０が開放され、推進剤が、上流の管路１４を通ってポンプに、また並行して制御手段８、９を介してその公称動作速度で推進されるエンジン１に充填される。タンク３の圧力で、ポンプ２がプライミングされ、ポンプの送出ライン１５を通ってロケットエンジンへの燃料供給が行われる。

推進剤の枯渇の結果、１基又は複数のポンプを駆動する内燃エンジンは、停止する。

ガス発生器によって回転されるターボポンプの遠心タービンを、シャフトを介してポンプに接続された内燃エンジン及びクラッチで置き換えると、多くの場合、火工術的（火薬技術的）に行われるタービン始動の問題から解放されることが可能になる。

自身の燃料と酸化剤タンクによって燃料供給されるエンジンを使用することで、ロケットエンジンの燃料供給回路における分岐を必要とするタービンの燃料供給装置の複雑さをなくすことができる。

その上、ピストンエンジンや、軸流タービン圧縮機を有するエンジンのような内燃エンジンは、高温ガス発生器によって駆動される遠心タービンよりも、その性質上、はるかに安定した速度を提供し、ポンプの動作安定性の問題が解決される。

さらに、分離して燃料供給された内燃エンジンを使用すると、ロケットエンジンの推進剤の枯渇段階でのタービンの過大速度の問題を回避することも可能になる。

最後に、本発明の装置は、ポンプからエンジン要素を遠ざけ、かつエンジン要素の冷却回路を設けるので、非常に熱い領域、及び非常に冷たい領域を同じ軸に結合する上での問題を解決する。

タービンにガス発生器の高温ガスが吹き付けられるだけであるターボポンプと比較して動作が制御される内燃エンジンの使用には柔軟性があるため、以下の動作モードが可能になる。
−遠心タービンの火工術的始動によって生じる機械的衝撃を回避した、遠心ポンプの漸進的始動、
−ポンプの冷却サイクルの制御、
−ターボポンプは一般的に単一の回転速度しか可能でないが、特にロケットエンジンの始動時に必要な速度に応じてポンプ出口の流量及び圧力を変化させることが可能になる、エンジンの回転速度の微細な、かつ容易に変化可能な調節、
−燃料ポンプと酸化剤ポンプを別々に作動させ、それにより回路内の充填損失差を考慮に入れるために、混合気の比率を変化させ、推進剤流量を別々に調整することを可能にすることが可能なこと。実際、低温推進剤の場合、酸化剤、例えば水素又はメタンが、ノズルを冷却するためにしばしば使用される。この使用には、エンジン入口において燃料／酸化剤の圧力が異なる必要がある。最適動作点の調節は、これらの圧力が、単一の遠心タービンによって作動される遠心ポンプによって与えられるときは難しい。

実施の例として、宇宙往還機の場合における具体的な実施の場合に対応する、以下の仮定を考える。

ロケットエンジンは、液体メタン（ＬＣＨ４）及び液体酸素（ＬＯｘ）を使用し、液体酸素については５０バール、メタンについては６０バールのエンジン入口圧力で作動し、約８０秒間の時間、作動し、７．５トンの推進剤を必要とする。

その上、ポンプ速度は、約１５０００回転／分である。この速度は、ＬＯｘポンプ及びＬＣＨ４ポンプでは普通である。

ポンプを駆動するエンジンの動作パラメータの計算において、さらに、控え目な仮定として、ポンプの最低収率が、７５００ｋｇを圧縮する際に推進剤質量に対して約６０％であるとする。

これは、約９．１ｍ^３の体積に相当するが、また液体酸素の想定流量を６３．５ｌ／秒、液体メタンの想定流量を５１．３ｌ／秒で一定と見なす。

これらのパラメータによれば、液体酸素ポンプについては、収率を考慮すると、要求される出力は、５３０ｋＷ、すなわち約７２０馬力である。

液体メタンポンプについては、収率を考慮すると、例として取り上げられた場合に要求される出力は、５１４ｋＷ、すなわち約６９８馬力である。

これらの出力は、非常に近接しており、したがって同一のエンジンによるポンプの分離された作動を考慮することが可能である。

本発明による第１の解決策は、動作速度及び出力が調節可能な自動車競技用エンジンタイプの内燃エンジンを使用することである。

１馬力あたり１時間あたりの典型的な消費量が０．２７リットルとすると、１回のミッションに必要な燃料は、（エンジン２基について）約８リットルである。この量の燃料を燃焼させるには、空気１３８ｋｇ、すなわち１２５ｍ^３を必要とする。２００バールに圧縮すると、この体積は、各々３２０リットルのタンク２基に収まる。

以上見たように、有利なことに、酸素又は窒素ガス濃縮空気を使用して、空気体積が減少できることに注目すべきである。液化形状の空気を使用しても、搭載体積を減少することができる。

必要出力は、７５０〜９００馬力の出力を有する、フォーミュラ１の自動車競技で使用されるエンジンの出力に相当する。これらのエンジンは、各々約１時間３０分のグランプリ２回、並びにテスト及び準備期間をサポートするのに相当する、高出力で１０時間の最短寿命をもたらす。１飛行あたり約８０秒の予想使用期間と比較すると、このことから、エンジン１基あたり、４５０〜５００回の飛行が実現可能となる。

さらに、このタイプのエンジンは約９５ｋｇの質量を有するが、これは、あまり大きいものではない。

本発明によれば、以下の処置によって、宇宙船内のロケットエンジンの燃料供給ポンプを駆動するために、フォーミュラ１タイプのエンジンを使用することが可能になる。
−圧縮タンク及び減圧弁による空気又は酸化ガスの直接供給を実現する、
−ポンプをエンジンシャフトに結合する、
−特にエンジン及び加速器の物理的配向を考慮するように燃料供給を調節する、
−外部環境（約−５０℃）及び外気の相対的不在を考慮するように冷却回路を構成する。

本発明による特に好ましい解決策は、内燃エンジンの冷却回路１１を、推進剤の供給ライン１４に設置された熱交換器１２に連結することである。これによりさらに、この低温の場合に、非常にコンパクトな交換器を実現することが可能になる。

流量が１００ｌ／秒を超えると、優に十分な冷熱源が使えるようになる。内燃エンジンの冷却回路に使用される冷却液は、推進剤の非常に低い温度に適合する液体である。

さらに、真空になる可能性のある要素をカバーで覆い、内燃エンジンの排気は、宇宙船の直接後方に行う。

内燃エンジンの始動手順は、好ましくはその潤滑油の設置を可能にするために、エンジンを水平位置にして行われ、局部加熱器の使用、又は漸進速度にすることにより、始動を、低温条件に適合させる。

かかるパラメータに関する質量収支及び自動車エンジンの利用から、質量は約５００〜６５０ｋｇとなる。

図２は、推進剤タンク３と、飛行船のロケットエンジン１６の間に配置された、ピストンエンジンタイプの２基の内燃エンジンの設置例を示す。

エンジンは、ロケットエンジン１６に燃料を供給するポンプ２ａ、２ｂの上方で、タンク及びロケットエンジンを横切る軸の周りに直径方向に対向して配置される。

図３の詳細図から、エンジン１ａとポンプ２ａの間の連結軸２０を識別することができる。

第２の解決策は、２基のピストンエンジンの代わりに、圧縮機、燃焼室及びタービンを共通軸上に含む、ヘリコプタのタービンタイプのエンジンを使用することである。

Ｔｕｒｂｏｍｅｃａ社のＴＭ３３３ ２Ｂ２タイプのヘリコプタタービンが、かかる用途に特に適している。

かかる圧縮機タービンは、６０００回転／分の連続回転速度で約１１００〜１２００馬力を連続して供給でき、これも調節可能である。

この例において、単一の軸流タービンエンジンは、遠心ポンプに必要な値にまで回転速度を増加させるために、タービンエンジンの速度制御を伴って一定の減速比で２基のポンプ、ロケットエンジンの酸化剤ポンプ及び燃料ポンプに連結される。

かかる軸流タービンエンジンの使用パラメータは、以下の通りである。
−単位質量１６６ｋｇ、
−８０秒の動作に対する空気消費量：１２０ｋｇ、
−燃料（灯油）消費量：６〜７ｋｇ。

空気吸入は、圧縮機入口の減圧弁を通しての圧縮空気の吸込みによって行われ、排気は、ビークル後方に直接行われる。

上記に記載したような、ヘリコプタエンジンのような軸流タービンエンジンの質量収支の値は、フォーミュラ１タイプの自動車エンジンによる解決策と同じ程度である。

考慮の対象であるＦ１エンジン及びヘリコプタのタービンエンジンの質量は、その適用範囲に直接由来するエンジンの質量であり、専らその当初の用途だけに必要な要素の除去によって可能な減少分は、考慮に入れておらず、したがって質量利得が可能である。

要約すると、宇宙船のロケットエンジンの燃料供給ポンプ２の作動装置は、空気と炭化水素の混合気によって作動する内燃エンジンタイプの少なくとも１つの内燃エンジン１と、ピストンエンジン又は軸流タービンエンジンと、このエンジン１の回転をポンプ２に伝達する手段２０とを備える。

図１の例によれば、伝達手段２０は、内燃エンジンとポンプの間のシャフトであり、伝達手段２０は、クラッチ２１を含む。

第１の実施形態によれば、内燃エンジンは、競技自動車のエンジンタイプの多気筒エンジンである。

代替実施形態によれば、内燃エンジン１は、軸流タービン及び圧縮機を有する航空エンジンである。

エンジン１は、ロケットエンジンの推進剤タンク３とは別個の、その固有の燃料タンク４及び酸化剤タンク５によって燃料供給される。

酸化剤タンク５は、減圧弁６を介してエンジンの空気入口に連結される加圧ガス・タンクである。

これは、低温推進剤の１つ又は複数の供給ライン１４に設置された熱交換器１２を介する冷却回路を含み、冷却回路は、閉回路で作動する。

電気スタータ７は、内燃エンジンを起動することを可能にする。

図２に示すロケットエンジンへの燃料供給装置は、エンジン装置１、１’によって各々が作動される２基のポンプと、ポンプの回転速度を個別に調節するように、内燃エンジンの動作パラメータを個別に変化させるように構成された、内燃エンジンの制御手段８、９とを含む。

本発明による宇宙ロケットは、本発明の装置によって作動される少なくとも１基のポンプをその燃料供給手段が含むロケットエンジンと、装置、飛行エンジンを作動させる手段とを備える。

本発明は、宇宙飛行の分野で、より一般的には、液体推進剤式のロケットエンジンによる推進を利用するあらゆる部門、及び比較的短い時間に非常に大きな流体流量が必要とされる部門で利用される。

本発明は、推進剤が低温であるとき（液体酸素と、水素、メタン又は液体灯油）特に興味深い。

本発明は、保守コスト削減の代償として軽い質量増加が許容できる、再利用可能な軌道に乗らない宇宙船に特に適している。

また、本発明は簡潔であるため、多数の利点を提供する。特にその設計の簡潔さ、開発コスト及び製作コストの削減、非常に高い信頼性、安定したポンピング速度、及び非常に重要なポンプシステムの再利用性能を提供する。現在のターボポンプは、わずか数回の始動しか可能でない。

１、１ａ、１ｂ 内燃エンジン
２ 燃料供給ポンプ
２ａ、２ｂ ポンプ
３ 推進剤タンク
４ 燃料タンク
５ 酸化剤タンク
６ 減圧弁
７ スタータ
８、９ 制御手段
１０ 弁
１１ 冷却回路
１２ 熱交換器
１４ 供給ライン
１５ 送出ライン
１６ ロケットエンジン
２０ シャフト
２１ クラッチ

Claims (13)

1. 宇宙船のロケットエンジン（１６）のポンプ（２）作動装置において、酸化剤、空気／炭化水素系の混合気により作動する空気吸込み式内燃エンジン（１、１ａ、１ｂ）を備え、酸化剤及び燃料の供給が、前記ロケットエンジンの推進剤タンク（３）から分離したタンク及び回路によって行われ、
   前記内燃エンジンに必要な前記酸化剤が、減圧弁によって前記内燃エンジンに連結された加圧タンク内に含まれることを特徴とする装置。
2. 前記酸化剤が、酸素濃縮空気からなることを特徴とする請求項１に記載の宇宙船のロケットエンジンのポンプ（２）作動装置。
3. 前記酸化剤が、窒素ガス濃縮空気からなることを特徴とする請求項１に記載の宇宙船のロケットエンジンのポンプ（２）作動装置。
4. 前記燃料が、液体炭化水素であることを特徴とする請求項１に記載の宇宙船のロケットエンジンのポンプ（２）作動装置。
5. 前記燃料が、灯油であることを特徴とする請求項１に記載の宇宙船のロケットエンジンのポンプ（２）作動装置。
6. 燃料が、ガソリンであることを特徴とする請求項１に記載の宇宙船のロケットエンジンのポンプ（２）作動装置。
7. 前記内燃エンジンが、ピストンエンジンであることを特徴とする請求項１に記載の宇宙船のロケットエンジンのポンプ（２）作動装置。
8. 前記内燃エンジンが、軸流タービン圧縮機エンジンであることを特徴とする請求項１に記載の宇宙船のロケットエンジンのポンプ（２）作動装置。
9. 前記軸流タービン圧縮機エンジンが、ヘリコプタのエンジンであることを特徴とする請求項８に記載の宇宙船のロケットエンジンのポンプ（２）作動装置。
10. 前記内燃エンジン用の電気スタータ（７）を含むことを特徴とする請求項１に記載のロケットエンジンの燃料供給ポンプ作動装置。
11. 前記内燃エンジンが、ロケットエンジンの推進剤供給ライン（１４）に設置された熱交換器（１２）によって閉回路として作動する冷却回路を含むことを特徴とする請求項１に記載のロケットエンジンの燃料供給ポンプ作動装置。
12. ロケットエンジンの燃料供給装置において、
    −各々が請求項１から１１のいずれか一項に記載の作動装置によって作動される少なくとも２基のポンプと、
    −前記ポンプの回転速度を個別に調節するように、前記ポンプを駆動する内燃エンジンの動作パラメータを個別に変化させるように構成された、前記内燃エンジンの制御手段（８、９）と
    を含むことを特徴とするロケットエンジンの燃料供給装置。
13. 請求項１から１１のいずれか一項に記載の少なくとも１つの装置によって作動されるポンプ（２）によるロケットエンジンの起動及び燃料供給方法において、
    −ロケットエンジンが点火され、かつ内燃エンジン（１）に結合されたポンプ（２）が冷却される高度で、前記少なくとも１つの装置の内燃エンジン（１）を始動する工程と、
    −内燃エンジン（１）の公称動作速度の上昇に並行してロケットエンジンの推進剤タンク（３）の弁（１０）を開放する工程と、
    −推進剤タンク（３）の圧力によってポンプ（２）をプライミングし、かつロケットエンジンへの燃料供給を開始する工程と、
    −ポンプを駆動する内燃エンジン（１）の回転速度の調節（８、９）によってポンプ流量を調節すること
    を含むことを特徴とするロケットエンジンの起動及び燃料供給方法。

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