JP6224103B2 - ロケットエンジンに点火するための２モード点火器および２モード点火方法 - Google Patents

Description

本明細書は、低圧条件および高圧条件の両方でロケットエンジンを始動させるのに適した、２モード点火器および点火器の２モード点火方法に関する。

このような点火器または方法は、低高度または高高度で、地上でまたは飛行中に、様々な作動および圧力条件の下でロケットエンジンが始動または再始動されることを可能にするために、使用されてもよい。

ロケットエンジンは、２つの推進剤を燃焼チャンバの中で合流および燃焼させることによって作動するが、推進剤は通常、酸素および水素である。反応によってロケットを推進させるための推力を発生するために作用するのは、燃焼によって生成されて、通常は分岐ノズルを介して燃焼チャンバから超高速で流出する、既燃ガスである。

一旦このような燃焼が開始されると、推進剤が供給され続ける限り、これは自動継続的である。とはいえ、このようなエンジンが大量の推進剤を使用するとき、これを始動させるにも、燃焼を開始するために大量のエネルギーを、特に点火プラグが送達できるよりも大きいエネルギーを、必要とする。このため、ロケットエンジンには、エンジンの燃焼チャンバ内で燃焼反応を開始させることが可能な点火器が取り付けられている。

このような点火器は、火工式点火器とは異なり、再利用可能であって、そのため必要な場合には飛行中にエンジンを再始動することができるようにする、トーチ点火器を含む。このようなトーチ点火器は、推進剤が供給され、そこに供給される少量の推進剤に点火することが可能な点火プラグを有する、小型燃焼チャンバから成る：このようにして発生した炎はその後トーチの形態でエンジンの燃焼チャンバに送られるが、これらはその中で燃焼を開始してエンジンを始動させるのに十分なエネルギーを有する。

とはいえ、現時点で、２種類のトーチ点火器しか知られておらず、いずれも１つの作動点のみを有する。まず、タンクの低圧で加圧された推進剤が供給される低圧点火器がある：残念ながら、このような点火器は、燃焼チャンバ内に背圧がある場合、すなわち具体的には地上または低高度では、作動しない。これらはまた、かなり小さいエネルギーを送達し、エンジンを始動できなかったり、エンジンが実際に始動する前に何回かの試みを要する可能性がある。また、推進剤が高圧に加圧されたタンク内に貯蔵されている高圧点火器も、存在する。とはいえ、このようなタンクは重く、したがって非常に高額である。

上述の従来技術による点火器に内在する不都合を回避しながら、低圧条件および高圧条件の両方でロケットエンジンを始動させる目的で点火を実行するために、２モード点火器および２モード点火方法の実際の需要が存在する。

本明細書は、低圧または高圧で作動するのに適したロケットエンジン用の２モード点火器に関し、これは第一推進剤を供給するための供給部と；第二推進剤を供給するための供給部と、高圧流体を供給するための供給部と、第一バッファタンクと、第二バッファタンクと、第一切替装置と、第二切替装置と、トーチ形成燃焼チャンバと、を含み；第一バッファタンクの下流オリフィスおよび第二バッファタンクの下流オリフィスはいずれも燃焼チャンバ内に向かって開口しており、第一切替装置および第二切替装置はそれぞれ第一バッファタンクの上流オリフィスを第一推進剤を供給するための供給部または高圧流体を供給するための供給部のいずれかに接続し、第二バッファタンクの上流オリフィスを第二推進剤を供給するための供給部または高圧流体を供給するための供給部のいずれかに接続するように、構成されている。

本明細書において、用語「上流」および「下流」は、推進剤であれ高圧流体であれ、そのタンクから燃焼チャンバへの流体の流れに対して使用される。

このため、低圧作動において、推進剤は、これらが低圧で貯蔵されている供給タンクから流出し、これらはそれぞれのバッファタンクを通過し、そしてこれらはそこで互いに混合する点火器の燃焼チャンバ内に進入する；推進剤の混合物はその後点火され、これによって、ロケットエンジンの主燃焼チャンバ内で推進剤の燃焼を開始するのに適したトーチを形成する。この低圧作動は、ロケットエンジンの燃焼チャンバ内、したがって点火器の燃焼チャンバ内に存在する背圧が低くなるかまたは真空となるように、高高度での飛行中に点火または再点火するのに、特に適している。

逆に地上では、離陸時または試験台上で、あるいはチャンバが点火されたばかりのとき、背圧はエンジンの燃焼チャンバ内に、したがって点火器の燃焼チャンバ内に存在する：この背圧はその後、低圧推進剤に逆らって、点火器の燃焼チャンバ内に部分的にまたは全て注入されるのを防止する可能性があり、こうして点火を不確実にする。具体的には、背圧はエンジンの燃焼チャンバが一旦点火されてしまうと効果的にかつ大きくなり、これによって点火器の低圧作動を妨げるが、これによって臨界過渡、および点火後に短時間続く燃焼の不安定な段階の間、チャンバ内の燃焼を維持するにはあまり効果的ではなくなる。このような状況下で、高圧で作動しているとき、燃焼チャンバ内に存在する背圧によって付与される力にもかかわらず、推進剤を加圧してこれを点火器の燃焼チャンバ内に推進するために、推進剤が先にその中に配置された後にバッファタンク内に注入される高圧流体が、使用される。エンジンの点火もまたこのように、高圧作動を要するこれらの条件下で保証される。

このため、本発明のアーキテクチャにより、低圧作動点および高圧作動点の２つの作動点を有し、そのミッションの間にロケットエンジンが遭遇されることになる様々な条件に適応するための、単一の小型アーキテクチャを使用することが可能な、点火器を得ることができる。具体的には、このアーキテクチャは両方の作動モードについて、実際にロケットエンジン自体の供給源にも対応してよい、同じ低圧推進剤供給部を使用することができるようにする。さらにこのように、高圧作動を可能にするために、特に重くて嵩張る異なる加圧推進剤タンクを含むことは無意味となる。

特定の実施形態において、高圧流体は点火器用のパージ流体である。従来のロケットエンジンにおいて、パージ流体の加圧タンクはしばしば、具体的には点火器、推進剤を供給するためのパイプ等、特定のパイプがパージされることを可能にするために、設けられる。するとこのような実施形態では、新しい積載型加圧タンクを必要とすることなく本発明に適した高圧流体供給部を有するために、このような高圧パージ流体タンクの存在を利用することができるようになる：このためエンジンの重量は実質的に変化せず、これによりその費用を大きく抑える。さらに、まさにこの実施形態が推進剤の直後にパージ流体を直接注入する原理によって、遅延時間をまったく伴わずにパージングがただちに行われ、これによって停止時の点火器過熱のいかなる危険性も低減する。

特定の実施形態において、高圧流体は反応しない。したがってその注入は、点火器の観点からは中立的である。具体的には、推進剤のうちの１つと反応して推進剤の間の燃焼反応を妨げる、または点火器を実際に損傷する危険性がない。これはまた、具体的には腐食、酸化、または還元による、点火器の材料との反応を回避するように選択されてもよい。このためこの高圧流体は好ましくは、二窒素Ｎ２またはヘリウムＨｅである。

特定の実施形態において、第一バッファタンクは第一推進剤を燃焼チャンバに供給するための供給パイプである。推進剤を運搬する機能と推進剤のバッファ貯蔵を提供する機能との組み合わせにより、アーキテクチャを小型化および軽量化することができる。

特定の実施形態において、第二バッファタンクは第二推進剤を燃焼チャンバに供給するための供給パイプである。

特定の実施形態において、それぞれの容量のバッファタンクは、高圧作動中に、点火を可能にするのに十分な持続時間にわたって望ましい混合比が得られるように、構成されている。バッファタンクの容量は、点火中に注入される推進剤のそれぞれの量を決定し、これらはこうして混合比を決定する。それぞれのバッファタンクの容量に作用することによって、具体的にはパイプによって構成されるタンクの長さおよび／または断面に作用することによって、混合比およびひいては点火器の作動点をこうして調整することが可能であるが、このような調整は、それぞれの固定較正流量で推進剤の各々を注入する従来の低圧点火器では不可能である。

特定の実施形態において、望ましい混合比は１．５から３．５の範囲内、および好ましくは２から３の範囲内であり、より好ましくはおよそ２．５に等しい。

特定の実施形態において、望ましい混合比は、少なくとも０．３秒（ｓ）、および好ましくは少なくとも０．５ｓ、より好ましくは少なくとも１ｓにわたって維持される。

特定の実施形態において、第一供給パイプは、０．５リットル（Ｌ）から２．５Ｌの範囲内にある、好ましくは０．８Ｌから２Ｌの範囲内にある、より好ましくは約１．６Ｌに等しい容量を有する。

特定の実施形態において、第二供給パイプは、０．０８Ｌから０．３９Ｌの範囲内、好ましくは０．１３Ｌから０．３１Ｌの範囲内にある、およびより好ましくは０．２６Ｌに等しい容量を有する。

特定の実施形態において、第一切替装置は、高圧流体を供給している間に推進剤の供給を中断するために、第一推進剤供給部の出口に配置された逆止弁を含む。逆止弁は、その圧力が当然ながら推進剤の圧力よりも非常に高いことを前提として、高圧流体が放出されたときに第一推進剤の供給を中断するように、自動的かつ瞬時に作用する。さらに、推進剤供給部には高圧流体は送達されない。

特定の実施形態において、第二切替装置は、高圧流体を供給するときに推進剤の供給を中断するために、第二推進剤を供給するための供給部の出口に配置された逆止弁を含む。

特定の実施形態において、第一切替装置は、第一バッファタンクへの高圧流体の供給を制御する、ソレノイド弁を含む。

特定の実施形態において、第二切替装置は、第二バッファタンクへの高圧流体の供給を制御する、ソレノイド弁を含む。

特定の実施形態において、第一切替装置は、第一推進剤が高圧流体供給部内に流入するのを防止するため、高圧流体供給部の出口に配置された第二逆止弁を含む。

特定の実施形態において、第二切替装置は、第二推進剤が高圧流体供給部内に流入するのを防止するため、高圧流体供給部の出口に配置された第二逆止弁を含む。

特定の実施形態において、高圧流体供給部は、第一バッファタンクに供給されている間に高圧流体の圧力を制御するように構成された、第一拡張器を含む。このようにして、高圧流体の注入の間にバッファタンク内に存在する推進剤が注入される圧力を調整すること、およびひいては推進剤が注入される流量および点火器の作動点を制御することが、可能である。

特定の実施形態において、高圧流体供給部は、第二バッファタンクに供給されるときに高圧流体の圧力を調整するように構成された、第二拡張器を含む。

特定の実施形態において、第一および第二推進剤供給部は低圧供給部、具体的には４バール未満の圧力の供給部である。

特定の実施形態において、第一および第二推進剤供給部は、ロケットエンジン自体の推進剤タンクである。このためこれらの供給部を共有すること、ひいては小型化を改良して重量を削減することが、可能である。

特定の実施形態において、第一推進剤は気体二水素（ＧＨ２）であり、第二推進剤は気体二酸素（ＧＯｘ）である。

特定の実施形態において、高圧流体は１０バールより高い、好ましくは２０バールより高い圧力で、送達される。このようにして、たとえ圧力が増加する過渡段階の初期においてチャンバが点火されたとしても、チャンバ内に存在する圧力から点火器の作動を切り離すことが可能である。

本明細書はまた、低圧モードまたは高圧モードの２つのモードでロケットエンジン点火器のトーチを形成する燃焼チャンバに推進剤を注入する方法も、提供する。方法は、低圧モードにおいて、低圧タンクから取り出された推進剤を点火器の燃焼チャンバに供給するステップと；高圧モードにおいて、事前に推進剤をバッファタンク内に貯蔵し、推進剤を加圧してこれを高圧で燃焼チャンバに発射するために、事前に貯蔵された推進剤の後に高圧流体を注入するステップと、を含む。

その他の利点の中でもとりわけ、これは上述の２モード点火器の利点を得る。

特定の実施において、高圧流体は点火器用のパージ流体、好ましくは二窒素またはヘリウムなどの非反応性流体である。

特定の実施において、バッファタンクを構成するために、燃焼チャンバに推進剤を供給するための供給パイプによって形成された容量が、利用される。

特定の実施において、前記供給パイプの寸法決めは、点火を可能にするのに十分な持続時間にわたって推進剤の望ましい流量を維持するように、設計されている。

最後に、本明細書はまた、上述のような点火器を含むおよび／または上述の方法を実行する、ロケットエンジンにも関する。

上述の特徴および利点ならびにその他は、提案された点火器および方法の実施形態の以下の詳細な説明を読むと、明らかになる。この詳細な説明は、添付図面を参照してなされる。

添付図面は概略的であり、とりわけ本発明の原理を示そうとするものである。

これらの図中、図面ごとに、同一の要素（または要素の一部）は、同じ参照符号によって識別される。

低圧で作動するときの、本発明の点火器の実施形態の概略立面図である。 高圧で作動するときの、図１の点火器の概略立面図である。

本発明をより具体的にするために、例示的な点火器１が、添付図面を参照して以下に詳細に記載される。本発明はこの例に限定されるものではないことが、想起されるべきである。

図１は、本発明の点火器１の実施形態を示す。これはパージ機器４０とともに、燃焼チャンバ１０と、第一推進剤Ａ、この例では気体水素ＧＨ２を供給するための第一供給ライン２０と、第二推進剤Ｂ、この例では気体酸素ＧＯｘを供給するための第二供給ライン３０とから構成されている。

燃焼チャンバ１０は、第一推進剤Ａを供給するための供給ライン２０が通じている第一推進剤入口１２と、第二推進剤Ｂを供給するための供給ライン３０が通じている第二推進剤１３と、入口１２および１３を通じてチャンバ１０内に進入する推進剤ＡおよびＢのストリームの合流点に実質的にあるように燃焼チャンバ１０の中に配置された点火プラグ１４と、この合流域からロケットエンジンの燃焼チャンバ２に向かって延在するチャネル１５と、を有する。

第一推進剤Ａを供給するための供給ライン２０は、第一推進剤Ａを供給するための供給タンク２１と、バッファタンクを形成する供給パイプ２２と、入口１２を通じて燃焼チャンバ１０内に通じる前に供給ライン２０の下流末端に配置される、この例ではソニックスロートとして作動する較正器２３と、を含む。

同様に、第二推進剤Ｂを供給するための供給ライン２０は、第二推進剤Ｂ用の供給タンク３１と、バッファタンクを形成する供給パイプ３２と、入口１３を通じて燃焼チャンバ１０内に通じる前に供給ライン３０の下流末端に配置される、同様にソニックスロートとして作動する較正器３３と、を含む。

この実施形態において、供給タンク２１および３１はまた、ロケットエンジン自体の主燃焼チャンバ２に推進剤を供給するタンクでもある。気体水素Ａおよび気体酸素Ｂはその中で、約３バールの圧力で利用可能である。

パージ機器４０は、高圧パージ流体Ｆ、この例では気体二窒素Ｎ２（同様にヘリウムであってもよい）の、加圧タンク４１を含む。この機器は、第一切替装置５０を通じて、バッファタンクを形成する供給パイプ２２から上流に位置する接合点ｊ２において、第一推進剤Ａを供給するための供給ライン２０に接続されている。これはまた、第二切替装置６０を通じて、バッファタンクを形成する供給パイプ２２から上流に位置する接合点ｊ３を通じて第二推進剤Ｂを供給するための、供給ライン３０にも接続されている。加えて、パージ機器４０は、それぞれ第一供給ライン２０との接合点ｊ２の手前、および第二供給ライン３０との接合点ｊ３の手前に配置された、第一較正器４２および第二較正器４３を含む。

この実施形態において、高圧流体タンク４１は、ロケットの共通窒素タンクである。これは約３００バールの圧力の高圧流体を供給するが、この圧力は現在の点火器１の要件のため、約２５バールの圧力まで減少してもよい。

このため、この実施形態において、高圧流体タンク４１は、供給ライン２０および３０の両方に共通である；とはいえ、別の実施形態では、パージ機器は、第一供給ライン２０用の第一高圧流体タンクと、第二供給ライン３０用の第二高圧流体タンクとを含むことができる。

第一切替装置５０は、ゲート弁５１、第一逆止弁５２、および第二逆止弁５３を含む。ゲート弁５１、この例においてソレノイド弁タイプの弁は、高圧流体の加圧タンク４１と接合点ｊ２との間に配置される：これは高圧流体Ｆの供給を制御するのに役立つ。第一逆止弁５２は、接合点ｊ２と第一促進剤供給タンク２１との間に配置される：これは、高圧流体Ｆが第一供給ライン２０に流入するときに閉鎖するように、配向されている。このような状況下で、第一促進剤Ａの供給は中断し、高圧流体Ｆは供給タンク２１内に逆流しないようになっている。第二逆止弁５２は、接合点ｊ２とゲート弁５１との間に配置される：これは、高圧流体Ｆが第一供給ライン２０に流入していないとき、具体的にはゲート弁５１が閉鎖しているときに閉鎖するような方式で、配向されている。このような状況下で、第一推進剤Ａは、逆止弁５３を超えて逆流しないようになっている。

第二切替装置６０は、ゲート弁６１、第一逆止弁６２、および第二逆止弁６３を含む。これらの位置および機能は、第二供給ライン３０について第一切替装置５０の位置および機能とまったく同じである。

変形実施形態において、パージ機器４０には、両方の供給ライン２０および３０への高圧流体Ｆの供給を制御する単一のゲート弁が設けられてもよく、これら２つのライン２０および３０への二分岐が、前記ゲート弁から下流に設けられる。

点火器１の作動は、それぞれ低圧および高圧条件を示す、図１および図２を参照して、以下に記載される。

ロケットエンジンの燃焼チャンバ２内、ひいては点火器１の燃焼チャンバ１０内の圧力がごくわずか、または少なくともタンク２１および３１内に収容された推進剤ＡおよびＢの圧力よりも小さいとき、この圧力はこの例では約３バールであるが、点火器１は、図１に示されるように、低圧モードで使用される。

この低圧モードにおいて、パージ流体Ｆ用のゲート弁５１および６１は閉鎖され、供給ライン２０および３０には供給タンク２１および３１内に収容された推進剤ＡおよびＢが供給される：このため推進剤ＡおよびＢはそれぞれ逆止弁５２および６２を通過して逆止弁５３および６３を押し戻して閉鎖し、これらは拡張器２３および３３を通過して入口１２および１３を通じて燃焼チャンバ１０内に注入されるように、それぞれの供給パイプ２２および３２に沿って流れる。点火プラグ１４はその後、点火器１の燃焼チャンバ１０内に存在する推進剤ＡおよびＢの混合物を点火する、電気火花を発する：このようにして発生した炎はその後、その中で燃焼反応に点火するために、チャネル１５によってチャンバ１０からロケットエンジンの燃焼チャンバ２に配向される。

対照的に、ロケットエンジンの燃焼チャンバ２内、ひいては点火器１の燃焼チャンバ１０内の圧力が、燃焼チャンバ１０内への推進剤ＡおよびＢの従来の注入を阻むのに十分な背圧を付与するほど十分に高いときには、点火器１は、図２に示されるように、高圧モードで使用される。

この高圧モードにおいて、バッファタンクを形成する供給パイプ２２および３２はまず、供給タンク２１および３１からそれぞれの推進剤ＡおよびＢで充填される。この充填は、上述のような方式で低圧において実行される。

推進剤ＡおよびＢのこれらのバッファ量が、バッファタンクを形成するそれぞれの供給パイプ２２および３２内に一旦貯蔵されると、弁５１および６１が開放される：点火器１の各ライン２０、３０内で、高圧流体Ｆはその後、逆止弁５３、６３および拡張器４２、４３を介して送達されて逆止弁５２および６２を押し戻して閉鎖し、これにより推進剤ＡおよびＢが供給されるのを防ぎ、高圧流体Ｆが供給タンク２１および３１に向かって送達されるのを防止する。高圧流体Ｆはその後供給パイプ２２、３２内に進入し、そこで推進剤Ａ、Ｂの事前に貯蔵されたバッファ量に対してピストンのように圧力を付与し、それによってこれを加圧して、拡張器２３、３３および入口１２、１３を通じて燃焼チャンバ１０に向かって推進する。

このような高圧モードにおいて、注入される推進剤ＡおよびＢの量、ひいては混合比は、バッファタンクを形成する供給パイプ２２、３２の各々の量を調整することによって、ならびに推進剤ＡおよびＢおよび高圧流体Ｆの流量を決定するために推進剤Ａの較正器４２および２３ならびに推進剤Ｂの４３および２３を適切に設計することによって、点火器１を設計するときに、容易に決定されることが可能である。この実施形態において、水素Ａを供給するための供給パイプ２２はこのように、約１．６Ｌの量を有し、その一方で酸素Ｂを供給するための供給パイプ３２は、約０．２６Ｌの量を有する：このためこれらの量は、約２．５の混合比が約１ｓにわたって維持されることを可能にするが、これは点火を行うのに十分な持続時間である。

高圧でこのように注入されると、推進剤ＡおよびＢは燃焼チャンバ１０の中で混合し、点火プラグ１４によって発生した火花の助けを借りて点火される。このモードでも同様に、これはこのようにして発生し、ロケットエンジン内の燃焼反応に点火するのに役立つ点火器１のチャネル１５を通じてロケットエンジンの燃焼チャンバ２に向かって配向される、炎である。

本明細書に記載される実施形態または実施は、非限定例によって与えられ、この記載を考慮して、本発明の範囲内に残ったままで、当業者はこれらの実施形態または実施を容易に変更することができ、または別のものを構想することができる。

さらに、これらの実施または実施形態の様々な特徴は、そのままで使用されることが可能であり、あるいは互いに組み合わせられることも可能である。これらが組み合わせられると、特徴は上記のようにまたは別途組み合わせられてもよく、本発明は本明細書に記載された特定の組み合わせに限定されるものではない。具体的には、逆に指定されない限り、いずれか１つの実施形態または実施を参照して記載された特徴は、その他いずれの実施形態または実施にも同じように適用されてよい。

Claims (16)

1. 低圧または高圧で作動するのに適したロケットエンジン用の２モード点火器であって、点火器は、
   第一推進剤（Ａ）を供給するための低圧供給部（２１）と、
   第二推進剤（Ｂ）を供給するための低圧供給部（３１）と、
   高圧流体（Ｆ）を供給するための供給部（４１）と、
   第一バッファタンク（２２）と、
   第二バッファタンク（３２）と、
   第一切替装置（５０）と、
   第二切替装置（６０）と、
   トーチ形成燃焼チャンバ（１０）と、を含むこと、
   第一バッファタンク（２２）の下流オリフィスおよび第二バッファタンク（３２）の下流オリフィスはいずれも燃焼チャンバ（１０）内に向かって開口していること、
   第一切替装置（５０）および第二切替装置（６０）はそれぞれ第一バッファタンク（２２）の上流オリフィスを第一推進剤（Ａ）を供給するための供給部（２１）または高圧流体（Ｆ）を供給するための供給部（３１）のいずれかに接続し、第二バッファタンク（３２）の上流オリフィスを第二推進剤（Ｂ）を供給するための供給部（３１）または高圧流体（Ｆ）を供給するための供給部（４１）のいずれかに接続するように構成されていること、および
   第一バッファタンク（２２）および第二バッファタンク（３２）のそれぞれの容量は、高圧作動中に、第一推進剤（Ａ）および第二推進剤（Ｂ）の望ましい流量が、点火を可能にするのに十分な持続時間にわたって維持されるように構成されていることを特徴とする、２モード点火器。
2. 高圧流体（Ｆ）が、点火器（１）用のパージ流体であることを特徴とする、請求項１に記載の２モード点火器。
3. 高圧流体（Ｆ）が、非反応性流体であることを特徴とする、請求項２に記載の２モード点火器。
4. 非反応性流体が、二窒素またはヘリウムあることを特徴とする、請求項３に記載の２モード点火器。
5. 第一バッファタンク（２２）が第一推進剤（Ａ）を燃焼チャンバ（１０）に供給するための供給パイプであり、第二バッファタンク（３２）は第二推進剤（Ｂ）を燃焼チャンバ（１０）に供給するための供給パイプであり、バッファタンクのそれぞれの容量は、高圧での作動中に、点火を可能にするのに十分な持続時間にわたって望ましい混合比が維持されるように構成されていることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載の２モード点火器。
6. 第一切替装置（５０）が、高圧流体（Ｆ）を供給しているときに第一推進剤（Ａ）の供給を中断するために、第一推進剤（Ａ）を供給するための供給部（２１）の出口に配置された逆止弁（５２）を含むことを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の２モード点火器。
7. 第一および第二推進剤（Ａ、Ｂ）が４バール未満の圧力で送達されることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の２モード点火器。
8. 第一および第二推進剤（Ａ、Ｂ）を供給するための供給部（２１、３１）がロケットエンジン自体の推進剤タンクであることを特徴とする、請求項７に記載の２モード点火器。
9. 高圧流体（Ｆ）が、１０バールより高い圧力で送達されることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の２モード点火器。
10. 高圧流体（Ｆ）が、２０バールより高い圧力で送達されることを特徴とする、請求項９に記載の２モード点火器。
11. 低圧モードまたは高圧モードの２つのモードでロケットエンジン点火器（１）のトーチを形成する燃焼チャンバ（１０）に推進剤（Ａ）を注入する方法であって、方法は、
    低圧モードにおいて、低圧タンク（２１）から取り出された推進剤（Ａ）を点火器（１）の燃焼チャンバ（１０）に供給するステップと、
    高圧モードにおいて、事前に推進剤（Ａ）をバッファタンク（２２）内に貯蔵し、推進剤を加圧してこれを高圧で燃焼チャンバ（１０）に発射するために、事前に貯蔵された推進剤（Ａ）の後に高圧流体（Ｆ）を注入するステップと、を含むことを特徴とする方法。
12. 高圧流体（Ｆ）が、点火器（１）用のパージ流体であることを特徴とする、請求項１１に記載の方法。
13. 高圧流体（Ｆ）が、非反応性流体であることを特徴とする、請求項１２に記載の方法。
14. 非反応性流体が、二窒素またはヘリウムであることを特徴とする、請求項１３に記載の方法。
15. バッファタンク（２２）を構成するために、燃焼チャンバ（１０）に推進剤（Ａ）を供給するための供給パイプ（２２）によって形成された容量が利用され、バッファタンク（２２）の寸法決めは、点火を可能にするのに十分な持続時間にわたって推進剤（Ａ）の望ましい流量を維持するように設計されていることを特徴とする、請求項１１から１４のいずれか一項に記載の方法。
16. 請求項１から１０のいずれか一項に記載の点火器（１）を含むこと、または請求項１１から１５のいずれか一項に記載の方法を実行することを特徴とする、ロケットエンジン。

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