由內燃發動機驅動火箭發動機用泵的裝置和方法

2023-08-05 19:14:31

專利名稱：由內燃發動機驅動火箭發動機用泵的裝置和方法
技術領域：
本發明涉及通過內燃發動機驅動火箭發動機用泵的裝置和方法。
背景技術：
本發明所涉及的技術領域是如空間發射裝置所需的能強推動的火箭發動機推進的技術領域。對於該類應用，根據使用的「愛爾高(ergol) 」火箭燃料的物理態，存在三類技術， 即固體推進，在所述固體推進中「愛爾高」火箭燃料存儲在燃燒室中；液體推進，所述液體 推進可使用一、二甚至更多的「愛爾高」火箭燃料，其中應向燃燒室傳送存儲器中的「愛爾 高」火箭燃料；及混合推進，所述混合推進使用液體「愛爾高」火箭燃料和「愛爾高」固體火 箭燃料，並且其中應向存儲有「愛爾高」固體火箭燃料的燃燒室傳送液體「愛爾高」火箭燃 料。更為確切的說，本發明涉及向燃燒室傳送液體「愛爾高」火箭燃料的裝置，和更為 特別地，本發明涉及對這一傳輸的驅動。為了可以保證強推進力，火箭發動機應在數十巴的高壓——例如對於阿麗亞娜型 運載火箭的發動機壓力是30巴到50巴——下運行，並具有高的物料流量。在液體推進的情形中，正是「愛爾高」火箭燃料供給系統應保證這樣的流量和這樣 的壓力。為了實現這種在壓力下的供給，一般地要使用兩種方式使「愛爾高」火箭燃料貯 器直接增壓和自低壓貯器通過泵進行泵送。第一種解決方案具有簡易的優點，但卻要求能夠承受較高壓力的貯器，而這卻引 起了在重量上和安全性上的問題。實際上，這一解決方案專用於小功率的發動機，例如姿態 控制發動機或者發射裝置上一級，在這類發動機中，設置外部增壓部件是不大有益的。第二種解決方案要求使用特定的泵，所述泵能產生發動機所要求的大流量。與所 要求的壓力的大幅增加相關聯的該流量，需要從數百千瓦特到幾兆瓦特的相當大功率的 泵。在現有和過去的空間發射裝置中，對這些泵的驅動系統性地由離心式渦輪發動機 實施，其通常與主發動機使用相同的「愛爾高」火箭燃料。這些離心式渦輪由熱氣體驅動。這些熱氣體通常由從火箭發動機的「愛爾高」火 箭燃料中提取的一部分「愛爾高」火箭燃料和在特定小燃燒室中燃燒這一部分提取的「愛爾 高」火箭燃料而產生。這些熱氣體也可由一氣體發生器、經常是一小型的火藥火箭發動機產 生。離心式渦輪/泵構成的整體稱為渦輪泵。所述渦輪泵是複雜並且易碎的物體，因 為渦輪泵利用非常高的轉動速度例如10000到30000轉/分需要傳遞非常高的、有幾兆瓦 特的功率，從而導致了在設備中非常大的機械應力。此外，由燃燒所產生的熱氣體實現的驅動引起了渦輪側非常高的溫度、及在渦輪 和泵之間的傳動軸中的非常大的溫度梯度。
當「愛爾高」火箭燃料是低溫火箭燃料時，這一熱梯度效應仍是突出的，泵側的溫度為數十開氏溫度，而僅距幾釐米處，發動機離心式渦輪的攝氏溫度卻多於1000度。最後，由於這些極端的運行條件，渦輪泵的啟動難於處理，因為在一側需冷卻而 在另一側需制熱，並且要足夠漸進地使整體轉動以便不引起可能中斷渦輪泵的仍舊更高的 過渡梯度。最後，渦輪泵是一種非常昂貴並且使用壽命不長的物件，其使用在運行壽命不 長——以分鐘計——的傳統發射裝置上。在如太空梭的可重複使用的發射裝置上，幾乎每飛行一次就應當更換渦輪泵， 就維護成本而言這是非常沉重的。在文獻US 6457306中描述了一種提出用於替代渦輪泵的解決方案。這一文獻特別地描述了用本身由電池供電的電動機來替代驅動泵的渦輪機。因此，就不再需要帶動渦輪機的小型火箭發動機，消耗更少的「愛爾高」火箭燃料， 不再出現如此大的溫度梯度，並且整體更加可靠且更加適合於可重複使用的發射裝置。此外可以調整電動機的轉動，並且因此更加容易地改變「愛爾高」火箭燃料的流 量、因而改變推進力，並且也可更加容易地控制泵的啟動以避免過大的短暫性梯度。相反地，供應發動機的能量源應當能夠在推進階段中提供以兆瓦特計的功率，這 意味著對於這一能量源和對於電動機供電部件，在重量和設計尺寸上都具有極大限制。最終，能量存儲裝置和發動機整體是非常沉重的。

發明內容
本發明的目的在於提供一種用於「愛爾高」火箭燃料泵的驅動，其簡單、可靠，能在 飛行時被啟動並且特別地能使用在可重複使用的推進組件上。為此，本發明提出採用一種簡單的、獨立於「愛爾高」火箭燃料的裝置——其啟動、 尤其是調校獨立於飛行器推進組件的運行——來代替泵的渦輪發動機或者電動機，並且為 此提出使用內燃發動機。更為確切的說，本發明提出航天飛行器的火箭發動機的泵的驅動裝置，其特徵在 於，所述驅動裝置包括需空氣工作類型的內燃發動機，所述內燃發動機利用碳氫化合物、空 氣類型的燃料、助燃劑的混合物運行，並且其助燃劑和燃料的供給通過與火箭發動機的火 箭燃料貯器分開的貯器和線路實現。這種助燃劑——其由於無助於燃燒的氮質量因而正常地在空間技術中不被使 用——的使用在這裡是優選的，用以允許在需空氣的地面範圍中經檢驗可靠類型的內燃發 動機，同時保留這類發動機的運行參數。更為特別地，內燃發動機所必需的助燃劑包含在壓力貯器中，所述壓力貯器通過 調壓器與所述發動機相連接。所述助燃劑有利地由富氧的空氣或富氮氣的空氣構成。優選地，所述助燃劑是液態碳氫化合物。根據第一變型，所述燃料是例如根據美國標準ASTM D1655及其不同修改版本的煤 油；而根據第二變型，所述燃料是例如在2007年FIA(國際汽聯)規章第19項中規定的或 者如在EN 228標準中規定的汽油。
根據本發明的有利的第一實施方式，所述內燃發動機是活塞發動機。根據一可選的實施方式，所述內燃發動機是軸流渦輪壓氣發動機。有利地，軸流式渦輪發動機是直升飛機發動機。本發明還涉及火箭發動機的供給泵的驅動裝置，所述驅動裝置包括所述內燃發動機用的電動起動器。優選地，所述內燃發動機包括冷卻迴路，所述冷卻迴路通過熱交換器進行冷卻並 以封閉迴路的形式運行，所述熱交換器布置在火箭發動機的「愛爾高」火箭燃料的輸入管道 上。本發明還提出火箭發動機的供給裝置，其特徵在於，所述供給裝置包括至少兩個 泵，每個泵由根據本發明的驅動裝置加以驅動，並且包括驅動所述泵的內燃發動機的控制 部件，所述控制部件適於獨立地改變所述內燃發動機的運行參數，以獨立地調節所述泵的 轉動速度，並且本發明還提出通過被根據本發明的至少一個裝置驅動的泵使火箭發動機投 入運行和供給火箭發動機的一方法，其特徵在於所述方法包括-在火箭發動機點火高度啟動至少一個所述裝置的內燃發動機、並冷卻與所述內 燃發動機聯接的所述泵的步驟，-打開火箭發動機的「愛爾高」火箭燃料貯器的閥門、同時並行地升到所述內燃發 動機的額定運行工況的步驟，-通過所述「愛爾高」火箭燃料貯器的壓力觸發所述泵、並開始供給所述火箭發動 機的步驟，-通過調節驅動所述泵的所述內燃發動機的轉動工況來進行泵流量的調節。本發明特別地應用於可重複使用的發射裝置，並且特別地適用於太空梭，即一 種能如同飛機從地面起飛、繼而離開地球大氣層以到達太空的空間發射裝置。在太空中，這些太空梭使用火箭發動機類型的在缺氧情況下工作的推進器。它 們使用如噴氣式發動機的需氧工作的推進器，用於其在大氣層的飛行。本發明允許利用一堅固和可靠的裝置來驅動太空梭的火箭發動機的泵，所述裝 置使用應用和生產簡單的助燃劑和燃料，所述裝置保持足夠輕便以被裝載在太空梭上。


通過對下文的本發明一非限制性並伴有附圖的實施例描述的閱讀，將更好地理解 本發明的其他特徵和優點，附圖中圖1 本發明的裝置的原理示意圖；圖2 本發明的裝置在太空梭中的布置示例；圖3:圖2的一細部視圖。
具體實施例方式根據示意性視圖1，描述了使用活塞式發動機類型的內燃發動機1，用以驅動航天 飛機的火箭發動機的供給泵2。在這類運載工具中，僅在飛機類型的飛行後才使用火箭發動機推進。但本發明的內燃發動機1可被用於火箭發動機的各種應用，而無論是發射裝置級或是星際運載工具或是衛星均可，只要明顯地期望代替由離心渦輪式渦輪泵進行的驅動。根據圖1，所述內燃發動機1通過內燃發動機的已知類型的連接器21藉助軸杆20被聯接至離心泵2的軸。需氧工作類型的內燃發動機在無大氣飛行階段被使用，並且通過布置在發動機附 近的貯器4被供給燃料。其助燃劑的供給通過配有調壓器6的壓縮空氣貯器5執行。因而通過使用壓縮空氣貯器和調壓器模擬用大氣氧工作環境。需要時，壓縮空氣可由富含氧或富含氮氣的空氣替代，這種方法增加可用功率和 減少裝載重量，但是要求改變發動機熱力學運行的位點調節；或者其由含氧氣體代替，從而 不改變裝載重量。火箭發動機的運行和點火順序如下。內燃發動機一到達火箭發動機點火高度，就由電動起動器類型的起動器7啟動。 同時地，泵2被冷卻並與發動機相聯接。火箭發動機的貯器3的閥門10因而打開，並且「愛 爾高」火箭燃料通過上遊管道14填充泵，且並行地，發動機1通過調節部件8、9被推到其額 定運行工況。貯器3的壓力觸發泵2，並且火箭發動機由泵的出口管道15供給。在「愛爾高」火箭燃料耗盡時，驅動一個或多個所述泵的所述內燃發動機停止運 行。通過藉助軸杆和連接器連接到泵的內燃發動機來替代由氣體發生器促使之轉動 的渦輪泵離心式渦輪的事實，使得可以擺脫最常見的以點火技術(pyrotechnique)方式實 施的渦輪機啟動的問題。使用由其本身的燃料貯器和助燃劑貯器供應的發動機，另外還使得可以避免需要 在火箭發動機供給線路上設置支管(Piquage)的渦輪供給的複雜性。此外，如活塞發動機與軸流渦輪壓氣發動機的內燃發動機，與由熱氣體發生器帶 動的離心渦輪相比，提供本質上穩定很多的速度，從而泵運行穩定性的問題得到解決。此外，使用分開供給的內燃發動機，使得可以避免在火箭發動機的「愛爾高」火箭 燃料耗盡階段出現渦輪機超速的風險。最後，本發明的裝置通過使發動機元件與泵相遠離和設置發動機元件的冷卻回 路，解決了極熱區域和極冷區域聯接在同一軸上的問題。相比較於渦輪僅被吹送入來自氣體發生器的熱氣體的渦輪泵的使用，運行受到控 制的內燃發動機的使用靈活性允許以下的運行模式-離心泵的漸進啟動，從而避免了由離心渦輪機的點火技術啟動產生的機械碰撞，_泵冷卻周期的控制，-發動機轉速的精細且容易變化的調節，其允許根據要求的工況，尤其是火箭發動 機的啟動，改變泵的流量和出口壓力，而一般地渦輪泵只能具有僅一種轉速，-分別驅動燃料泵和助燃劑泵的可能性，這允許改變混合比率並且允許分別調整 「愛爾高」火箭燃料流量，以便考慮到在線路中載荷減小的差異。實際上，在低溫「愛爾高」 火箭燃料的情形中，經常使用例如氫或甲烷的助燃劑以冷卻尾噴口。這種使用要求在發動 機入口處具有不同的燃料/助燃劑壓力。當這些壓力由被唯一離心渦輪驅動的離心泵提供 時，最佳運行位點的調節是困難的。作為實施例，將考慮對應於在太空梭情況中的一具體實施情形的以下假設
火箭發動機使用液態甲烷(LCH4)和液態氧(LOx)，發動機在對於液態氧為50巴、而 對於甲烷是60巴的發動機入口壓力下運行，其在大約80秒的期限內運行並且需要7. 5噸 的「愛爾高」火箭燃料。此外，泵的速度大約為15000轉/分。對於LOx和LCH4的泵而言這一速度是常見 的。為了計算驅動泵的發動機的運行參數，此外將把對於重量為7500千克的待壓縮 「愛爾高」火箭燃料來說泵的最小效率大約為60%作為保守的假設。這對應於大約9. 1立方米的體積，並且考慮63. 5升/秒的液態氧和51. 3升/秒 的液態甲烷的假設恆定流量。根據這些參數，就液態氧泵而言並考慮到效率，所要求的功率為530千瓦特，即大 約為720馬力。就液態甲烷泵而言並考慮到效率，在作為示例的情形中，所要求的功率是514千 瓦特，即大約698馬力。這些功率是非常相近的，這使得可以考慮用相同發動機進行這兩種泵的單獨驅 動。根據本發明的第一解決方案在於使用運行工況和功率是可調節的的賽車發動機 類型的內燃發動機。就每馬力每小時0. 27升的典型消耗而言，則大約8升燃料(對於兩個發動機)對 一次任務是必需的。這一數量燃料的燃燒需要138千克的空氣，即125立方米的空氣。這 一體積在200巴加以壓縮，容納在兩個貯器中，這兩個貯器中的每一個貯器容積為320升。如之前看到的，需要注意的是，空氣體積可有利地通過使用富氧或富氮氣的空氣 被減小。呈液化形式的空氣的使用也可以允許減小裝載量。所要求的功率對應於一級方程式賽車競賽中使用的發動機的功率，一級方程式賽 車競賽中使用的發動機具有從750馬力到900馬力的功率。這些發動機設置用於在大功率 下為10小時的最小壽命時間，所述大功率對應於支持兩次大獎賽——每次大約1小時30 分鐘、及試驗和準備期。與每次飛行大約80秒的設置使用時限相比，這允許一個發動機就 可實現450次到500次的飛行。此外，這一類型發動機具有大約95千克的質量，這保持適中。根據本發明，一級方程式賽車類型的發動機的使用，使得藉助以下布置驅動航天 飛行器中的火箭發動機的供給泵變得可能-實現通過壓縮空氣貯器和調壓器直接供給空氣或助燃氣體，-泵聯接在發動機軸上，-尤其為考慮到發動機的物理定向和加速而調節燃料供給，-為考慮外部環境(大約_50°C)和外部空氣相對缺少而布置冷卻迴路。本發明優先的解決方案在於將內燃發動機的原始冷卻迴路11連接到布置於在此情形下是低溫的「愛爾高」火箭燃料的輸入管道14上的熱交換器12，這允許另外實現一 種相當緊湊的交換器。其多於100升/秒的流量允許擁有極其充足的冷源。用於內燃發動機冷卻迴路的 冷卻液體是一種適合於非常低的火箭燃料溫度且與這樣的溫度相兼容的液體。
此外提出覆罩可能因真空通過受損的元件，直接在運載工具尾部進行所述內燃發 動機的排氣。內燃發動機的啟動程序優選地以發動機在水平位置實施，以允許對其進行潤滑， 並且通過使用局部加熱器或者通過漸進工況實施部件使得啟動適合於低溫條件。用於這類參數和汽車發動機應用的重量匯總表得到大約為500千克到650千克的 重量。
兩個發動機170千克到190千克
壓縮空氣140千克(有餘量)
兩個壓縮空氣貯器160千克
附件(起動器，電子元件...)4θΠ
兩個離心泵大約40千克
合計550千克到600千克
並且更為確切地，559千克到579千克圖2示出了活塞發動機類型的兩個內燃發動機的安裝示例，這兩個內燃發動機布 置在航空器的「愛爾高」火箭燃料貯器3和火箭發動機16之間。所述內燃發動機呈直徑相對地布置在通過貯器和火箭發動機的軸線周圍，並在供 應火箭發動機16的泵2a、2b的上方。圖3的細部視圖允許辨別出發動機Ia和泵2a之間的連接軸杆20。第二解決方案在於使用直升機渦輪軸發動機類型的發動機，其包括壓氣機、燃燒 室和在一公共軸上替代兩活塞發動機的渦輪。透博梅卡(TUrb0m6Ca)公司的TM3332B2類型的直升飛機渦輪軸發動機尤其適於 這樣的應用。—個這樣的壓氣渦輪軸發動機可在6000轉/分的持續轉動工況下持續提供大約 1100到1200馬力，它們仍是可調節的。在這一示例中，唯一的軸流渦輪發動機通過固定的減速傳動裝置連接到兩個泵即 火箭發動機的助燃劑泵和燃料泵，並且控制渦輪發動機的工況，以增加轉速直至到達離心 泵的需要值。這類軸流渦輪發動機的使用參數如下-單位重量166千克；-運行80秒消耗空氣為120千克；-燃料(煤油)的消耗為6千克到7千克；
空氣的進入通過使壓縮空氣在壓氣機入口經過一調壓器抽吸而進行，而排出則直 接在運載工具尾部進行。用於如所述直升飛機發動機的軸流渦輪發動機的重量匯總表的數值與用於一級 方程式類型賽車發動機解決方案的重量數值為相同數量級。Fl賽車發動機和所考慮的直升飛機渦輪發動機的重量是直接來自於其應用領域 的發動機的重量，而未考慮由於去除其初始應用僅必需的元件而引起的重量的可能的減 小，因此重量上的節約是可能的。總之，用於驅動航天飛行器的火箭發動機的供給泵2的驅動裝置包括至少一內燃發動機1，所述內燃發動機1是以空氣和碳氫化合物的混合物運行的內燃發動機、活塞發動 機或軸流渦輪發動機的類型，並且其包括使該發動機1的轉動傳遞到泵2的傳動部件20。根據圖1的示例，傳動部件20是內燃發動機和泵之間的一軸杆，並且所述傳動部 件20包括連接器21。根據第一實施方式，所述內燃發動機是賽車發動機類型的多缸發動機。根據一可選的實施方式，所述內燃發動機1是航空的軸流渦輪壓氣發動機。所述發動機1由其本身的燃料貯器4和助燃劑貯器5供給，燃料和助燃劑貯器4、 5獨立於火箭發動機的「愛爾高」火箭燃料貯器3。助燃劑貯器5是經過調壓器6與發動機空氣進口相連的受壓氣體貯器。其包括一冷卻迴路，該冷卻迴路通過布置在一個或者多個低溫「愛爾高」火箭燃料 的輸入管道14上的熱交換器12進行冷卻，所述冷卻迴路以封閉迴路的形式運行。電動起動器7允許啟動內燃發動機。圖2上示出的火箭發動機供給裝置包括兩個泵——每個泵由一個發動機裝置1、 1'驅動、和內燃發動機控制部件8、9，所述控制部件適於獨立地改變所述內燃發動機的運 行參數以便獨立地調整泵的轉動速度。符合本發明的宇宙飛行器具有火箭發動機，火箭發動機的供給裝置包括至少一個 由本發明裝置驅動的泵、和使該裝置投入運行的部件，也就是飛行起動發動機(engin en vol) ο本發明具有在宇航領域中的應用，並且更為一般性地在使用液體「愛爾高」火箭燃 料的火箭發動機推進的所有領域與在較短的時間中要求極大的流體流量的所有領域中得 到應用。當火箭燃料是低溫燃料(含氫的液態氧，液態甲烷或液態煤油)時本發明是特別 有利的。本發明特別適用於可重複使用的亞軌道飛行器，對於這些飛行器而言，作為減少 維護成本的代價，重量的略微增加是可以接受的。本發明的簡易性還帶來很多優點，其中尤其是其設計的簡易性、開發成本和實現 成本的降低、極大的可靠性、穩定的泵送速度和泵整體重複使用的很大可能性，現有渦輪泵 本身最好也只能啟動幾次。
權利要求
航天飛行器的火箭發動機(16)的泵(2)的驅動裝置，其特徵在於，所述驅動裝置包括需氧工作類型的內燃發動機(1，1a，1b)，所述內燃發動機利用碳氫化合物、空氣類型的燃料、助燃劑的混合物運行，並且其助燃劑和燃料的供給通過與火箭發動機的火箭燃料貯器(3)分開的貯器和線路實現。
2.根據權利要求1所述的航天飛行器的火箭發動機的泵(2)的驅動裝置，其特徵在於， 所述內燃發動機所必需的助燃劑容納在一壓力貯器中，該壓力貯器通過調壓器與所述內燃 發動機相連接。
3.根據權利要求1或2所述的航天飛行器的火箭發動機的泵(2)的驅動裝置，其特徵 在於，所述助燃劑由富氧的空氣構成。
4.根據權利要求1或2所述的航天飛行器的火箭發動機的泵(2)的驅動裝置，其特徵 在於，所述助燃劑由富含氮氣的空氣構成。
5.根據前述權利要求1至4中任一項所述的航天飛行器的火箭發動機的泵(2)的驅動 裝置，其特徵在於，所述燃料是液態的碳氫化合物。
6.根據前述權利要求1至5中任一項所述的航天飛行器的火箭發動機的泵(2)的驅動 裝置，其特徵在於，所述燃料是煤油。
7.根據權利要求1到5中任一項所述的航天飛行器的火箭發動機的泵(2)的驅動裝 置，其特徵在於，所述燃料是汽油。
8.根據權利要求1到5或7中任一項所述的航天飛行器的火箭發動機的泵(2)的驅動 裝置，其特徵在於，所述內燃發動機是活塞發動機。
9.根據權利要求1到6中任一項所述的航天飛行器的火箭發動機的泵(2)的驅動裝 置，其特徵在於，所述內燃發動機是軸流渦輪壓氣發動機。
10.根據權利要求9所述的航天飛行器的火箭發動機的泵(2)的驅動裝置，其特徵在 於，所述軸流渦輪壓氣發動機是直升飛機發動機。
11.根據前述權利要求1到10中任一項所述的火箭發動機的供給泵的驅動裝置，其特 徵在於，所述驅動裝置包括用於所述內燃發動機的電動起動器(7)。
12.根據前述權利要求1到11中任一項所述的火箭發動機的供給泵的驅動裝置，其特 徵在於，所述內燃發動機包括一冷卻迴路，所述冷卻迴路以封閉迴路的形式運行並通過熱 交換器(12)進行冷卻，所述熱交換器(12)布置在所述火箭發動機的「愛爾高」火箭燃料的 輸入管道(14)上。
13.火箭發動機的供給裝置，其特徵在於，所述供給裝置包括至少兩個泵，每個泵由根 據前述權利要求中任一項所述的裝置驅動，並且包括驅動所述泵的內燃發動機的控制部件 (8、9)，所述控制部件適於獨立地改變所述內燃發動機的運行參數，以獨立地調節所述泵的 轉動速度。
14.火箭發動機的起動和供給方法，其通過被至少一個根據權利要求1到12中任一項 所述的裝置驅動的泵(2)起動並供給所述火箭發動機，其特徵在於，所述方法包括-在火箭發動機的點火高度啟動至少一個所述裝置的內燃發動機(1)、並冷卻與所述 內燃發動機(1)聯接的所述泵(2)的步驟，-打開火箭發動機的「愛爾高」火箭燃料貯器(3)的閥門(10)、同時並行地升到所述內 燃發動機(1)的額定運行工況的步驟，-通過所述「愛爾高」火箭燃料貯器(3)的壓力觸發所述泵(2)、並開始供給所述火箭發動機的步驟，-通過調節(8、9)驅動所述泵的所述內燃發動機(1)的轉動工況來進行泵流量的調節。
全文摘要
本發明的目的是航天飛行器的火箭發動機(16)的泵(2)的驅動裝置，其包括需氧工作類型的內燃發動機(1a，1b)，所述內燃發動機利用碳氫化合物、空氣類型的燃料、助燃劑的混合物運行，並且其助燃劑和燃料的供給通過與火箭發動機(16)的火箭燃料貯器(3)分開的貯器和線路實現。本發明適用於火箭發動機的供給裝置，其包括至少兩個泵，每個泵由本發明的裝置驅動，並且包括驅動所述泵的內燃發動機的控制部件(8、9)，所述控制部件適於獨立地改變所述內燃發動機的運行參數，以獨立地調節所述泵的轉動速度。本發明還提出通過被至少一個根據本發明的裝置驅動的泵起動並供給火箭發動機的方法。
文檔編號F02K9/56GK101821492SQ200880110714
公開日2010年9月1日 申請日期2008年10月7日 優先權日2007年10月8日
發明者F·裡夏爾, G·雷蒙, P·卡耶 申請人:阿斯特裡姆簡易股份公司