(57)【要約】【課題】ロケットエンジンの推進剤タンク内の圧力を調整する、既知の圧力調整装置は構造も使用法も複雑であり、それらには複数の可変開孔弁と共にそれらを制御する手段とが存在するが、それらを簡略化する。【解決手段】第１推進剤を含む第１推進タンク（１６）と、第２推進剤を含む第２推進タンク（１８）と、第１タンク内の圧力を調整する調整装置とを有するロケットエンジンの第１推進タンク内の圧力を調整する調整方法において、調整装置は、ガス発生機（６０）と、ガス発生機と協働して第１推進剤の少なくとも一部を蒸発させるようにした後それを第１タンク（１６）内へと再導入する熱交換機（７４）とを備え、ガス発生機と熱交換機の両方に第１推進剤が単一の第１モータ駆動ポンプ（６４）によって供給され、ガス発生機に第２推進剤が単一の第２モータ駆動ポンプによって供給され、第１モータ駆動ポンプの流量は第１パラメータに応じて制御され、第２モータ駆動ポンプの流量は第２パラメータに応じて制御されることを特徴とする、調整方法。【選択図】図１
2017089625.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットエンジンの第１推進タンク内の圧力を調整する調整方法にして、前記ロケットエンジン（１０）は、第１推進剤を含む第１推進タンク（１６）と、第１推進剤とは異なる第２推進剤を含む第２推進タンク（１８）と、第１タンク内の圧力を調整する調整装置とを有し、調整装置は、ガス発生機（６０）と、ガス発生機（６０）と協働して第１推進剤の少なくとも一部を蒸発させるようにした後それを第１タンク（１６）内へと再導入する熱交換機（７４）とを備え、ガス発生機（６０）と熱交換機（７４）の両方に第１推進剤が単一の第１可変流量モータ駆動ポンプ（６４）によって供給され、ガス発生機（６０）には第２推進剤が単一の第２可変流量モータ駆動ポンプ（７０）によって供給される方法であって、第１モータ駆動ポンプ（６４）の流量は第１パラメータに応じて制御され、第２モータ駆動ポンプ（７０）の流量は第１パラメータとは異なる第２パラメータに応じて制御されることを特徴とする、調整方法。
【請求項２】
第１パラメータが第１タンク（１６）内の圧力である、請求項１に記載の調整方法。
【請求項３】
第２パラメータがガス発生機（６０）の温度である、請求項１または請求項２に記載の調整方法。
【請求項４】
第１モータ駆動ポンプ（６４）の流量が専ら第１パラメータに応じて制御され、第２モータ駆動ポンプ（７０）の流量は専ら第２パラメータに応じて制御される、請求項１から３のいずれか一項に記載の調整方法。
【請求項５】
第１推進剤および第２推進剤が超低温液体推進剤である、請求項１から４のいずれか一項に記載の調整方法。
【請求項６】
第１推進剤は酸素であり、第２推進剤が水素またはメタンである、請求項１から５のいずれか一項に記載の調整方法。
【請求項７】
コンピュータプログラムであって、前記プログラムがコンピュータによって実行されるとき請求項１から６のいずれか一項に記載の圧力調整方法を実行するための命令を含むコンピュータプログラム。
【請求項８】
請求項７のコンピュータプログラムを含むコンピュータ読み取り可能データ媒体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケットエンジンの第１推進剤タンク内の圧力を調整する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ロケットエンジンは通常、燃焼室から出るガスが推力を発現するようにノズルを介して放出されるエンジンである。ガスは一般的に、第１推進剤と第２推進剤の燃焼によって得られる。一例として、第１推進剤は酸素などの酸化剤であり、第２推進剤は水素またはメタンなどの燃料である。
【０００３】
推進剤は液体の状態でタンク内に保管され、タンクは、推進剤が規則的に燃焼室に流れてゆくことを保証するために圧力下で維持される。この目的のために、特定量の各推進剤がそのタンクから取り出され、熱交換機を通されて中で加熱および蒸発された後、気体の状態でそれ自体のタンクの中へと再噴射されて、各タンク内で圧力下の大量の気体推進剤を形成する。
【０００４】
そのようなロケットエンジンは一般的に、エンジンがロケットを推進するのに適した推力を発現する「推進段階」として知られる飛行段階に、さらにエンジンがオフ状態にあってロケットが弾道学の法則しか受けない「弾道段階」として知られる段階にも準拠するように設計される。
【０００５】
飛行の第１段階は、ロケットを軌道に乗せるために大量の推力が必要とされる推進段階である。その後、軌道操縦のため、かつ地球へ帰還するために、推進段階は弾道段階と交代する。弾道段階では、低レベルの推力が比較的短時間にわたって適用されるだけで充分である。
【０００６】
それにも関わらず、エンジンには弾道段階の最後で迅速に良好な条件で再始動する能力があることが重要である。これは特に、エンジンが活動していない弾道段階中でも、エンジンを再始動するために必要とされる流量が待ち時間なく得られることが可能となるように、液体推進剤タンク内に充分な圧力が保証されなければならないことを意味する。言い換えれば、エンジンが活動していない弾道段階中でも、推進剤が抜き出されるにつれてそれらを蒸発させ、それらをそれぞれのタンク内へと再噴射することが重要である。同時に、推進段階中にエンジンの効率を著しく低下させずにこれらの推進剤が蒸発されることを保証することも重要である。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
ロケットエンジンの推進剤タンク内の圧力を調整する、知られている圧力調整装置は一般的に、構造も使用法も複雑であり、特にそれらには複数の可変開孔弁と共にそれらを制御する手段とが存在する。したがって簡略化することが求められている。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
一実施形態は、ロケットエンジンの第１推進剤タンク内の圧力を調整する方法にして、前記ロケットエンジンは、第１推進剤を含む第１推進剤タンクと、第１推進剤とは異なる第２推進剤を含む第２推進剤タンクと、第１タンク内の圧力を調整する調整装置とを有し、調整装置は、ガス発生機と、ガス発生機と協働して第１推進剤の少なくとも一部を蒸発させるようにした後それを第１タンク内へと再導入する熱交換機（または第１熱交換機）とを備え、ガス発生機と熱交換機の両方に第１推進剤が単一の第１可変流量モータ駆動ポンプによって供給され、ガス発生機には第２推進剤が単一の第２可変流量モータ駆動ポンプによって供給される方法であって、第１モータ駆動ポンプの流量は第１パラメータに応じて制御され、第２モータ駆動ポンプの流量は第１パラメータとは異なる第２パラメータに応じて制御されることを特徴とする、調整方法を提供する。
【０００９】
このように、ガス発生機は、第１推進剤と第２推進剤の混合物を燃焼することによって熱を発生させ、この熱の少なくとも一部が熱交換機によって使用されて第１推進剤の少なくとも一部を蒸発させ、次いでこの蒸発された第１推進剤（即ち気体の形態の）が第１タンク内へと再導入され、それによって第１タンク内の圧力が上昇されるのを可能にすることが理解されることが可能である。
【００１０】
第１モータ駆動ポンプはガス発生機と熱交換機とに共通であることも理解されることが可能である。このように、第１モータ駆動ポンプの流量はガス発生機と熱交換機で共有される。当然ながら、第１モータ駆動ポンプは第２モータ駆動ポンプとは異なる。
【００１１】
発明者らは、各モータ駆動ポンプの流量を、他方のモータ駆動ポンプとは無関係に、個別の相関関係のないパラメータに応じて制御することによって、第１タンク内の圧力をシンプルかつ信頼のおけるやり方で調整することが可能となることを発見した。当然ながら、パラメータは、第１タンクを含む調整装置の要素に関するパラメータである。例えば、これらのパラメータは、推進剤の流量、あるいは第１タンク内を含む調整装置内の所与点における圧力または温度であることができる。
【００１２】
このように、圧力を調整する従来技術の装置の可変開孔弁を有することを回避するとともに、必要に応じて構成要素同士を離隔するオン／オフ弁のみを維持することが可能である。それらの弁は安全機能のみを実行し、調整機能は実行しない。そのようなオン／オフ弁は、当然ながらよりシンプル、より信頼のおけるもの、かつ従来技術の可変開孔弁よりも低コストである。
【００１３】
さらに、補助回路の一部を形成するモータ駆動ポンプによって圧力が調整されるため、即ちロケットエンジンの燃焼室に供給する回路の一部を形成しないモータ駆動ポンプによって圧力が調整されるために、本調整方法は推進段階中と弾道段階中の両方で適用されることが可能である。
【００１４】
一部の実施形態では、第１パラメータは第１タンク内の圧力である。
【００１５】
言い換えれば、本調整方法は、第１タンク内の実際の圧力を測定するステップと、実際の圧力を所定の圧力と比較するステップと、実際の圧力と所定の圧力との差を縮小するように、比較のステップの結果に応じて第１モータ駆動ポンプの流量を制御するステップとを含む。一例として述べると、所定の圧力は第１タンク内の望ましい圧力（即ち設定値圧力）である。
【００１６】
このように、第１タンク内の圧力を上昇または低下させるために、第１モータ駆動ポンプの流量が増加または減少される。具体的には、第１駆動ポンプの流量を増加または減少することによって、熱交換機にもたらされる第１推進剤の量が増加または減少され、このように、蒸発されて第１タンク内へと再噴射される第１推進剤の体積が増大または縮小され、それによって第１タンク内の圧力を上昇または低下させる。
【００１７】
一部の実施形態では、第２パラメータはガス発生機の温度である。
【００１８】
言い換えれば、調整方法は、ガス発生機内の実際の温度を測定するステップと、実際の温度を所定の温度と比較するステップと、実際の温度と所定の温度との差を縮小するように、比較のステップの結果に応じて第２モータ駆動ポンプの流量を制御するステップとを含む。例として述べると、所定の温度は、ガス発生機が、最高許容温度よりも下に留まりながら、立ち消えせずに適正に作動することを保証する（即ち熱交換機内の推進剤を蒸発させるのに充分な熱流束が存在することを保証する）ためのガス発生機内の望ましい温度（即ち設定値温度）である。
【００１９】
ガス発生機内の温度は、２つの推進剤同士の混合比、即ち、ガス発生機内へと噴射される第１推進剤の流量を、ガス発生機内へと噴射される第２推進剤の流量で除したものの関数である。さらに、正常動作では、この比率は、第１推進剤の流量が常に第２推進剤の流量未満であるように常に一（１）未満である。このように、ガス発生機の温度を上昇または低下させるために、第１モータ駆動ポンプの所与の流量に対して第２駆動ポンプの流量が増加または減少されて、２つの推進剤同士の混合比が１に向かってゆくように、またはそこから離れてゆくようにする（即ち、比率が１に近づくほど温度が高くなり、またその逆の場合も同様である）。
【００２０】
要約すると、ロケットエンジンの適正な作動のためには、第１タンク内の圧力とガス発生機の温度とは所定値と等しいことが必要である。第１パラメータが第１タンク内の圧力であり、第２パラメータがガス発生機の温度であるとき、第１モータ駆動ポンプの流量を制御することは、第１タンク内の圧力を調節する働きをし、第２モータ駆動ポンプの流量を制御することは、第１タンク内の圧力を調節するために、ガス発生機内の第２推進剤の流量を第１モータ駆動ポンプの流量の変化に応じて調節する働きをして、ガス発生機内の温度が望ましい値に留まるようにし、このように熱交換機への熱の継続的供給を保証する。例えば、第１タンク内の圧力とガス発生機の温度とから成るこれらの２つのパラメータは、各々それぞれの調整のサブプロセスによって調整され、これら２つのサブプロセス同士は、例えば多変数補正器によって結合される。
【００２１】
一部の実施形態では、第１モータ駆動ポンプの流量は専ら第１パラメータに応じて制御され、第２モータ駆動ポンプの流量は専ら第２パラメータに応じて制御される。
【００２２】
第１タンク内の圧力を制御するのにはこれら２つのパラメータで充分であることから、調整方法および関連する調整装置は、２つのパラメータのみを考慮することによって簡略化されることが可能である。
【００２３】
一部の実施形態では、第２推進剤タンク内の圧力の調整は第１タンク内の圧力の調整とは無関係である。
【００２４】
言い換えれば、第２タンク内の圧力は、第１および第２モータ駆動ポンプの流量とは無関係に調整される。このことは、一方のタンクの調整が他方のタンクの調整を損なわずに実施されることを保証する。
【００２５】
一部の実施形態では、第１推進剤および第２推進剤は超低温液体推進剤である。
【００２６】
本方法は特に、超低温液体推進剤を含む第１タンク内の圧力を調整するのによく適合されている。
【００２７】
一部の実施形態では、第１推進剤は酸素であり、第２推進剤は水素またはメタンである。
【００２８】
本方法は特に、酸素を含む第１タンク内の圧力を調整するのによく適合されている。
【００２９】
一実施形態は、コンピュータプログラムにおいて、前記プログラムがコンピュータによって実行されるとき本説明で述べられる実施形態のいずれか1つで本圧力調整方法を実行する命令を含むコンピュータプログラムにも関する。
【００３０】
一実施形態は、コンピュータ読み取り可能データ媒体において、本説明で述べられる実施形態のいずれか1つに従ってコンピュータプログラムを含むコンピュータ読み取り可能データ媒体も提供する。
【００３１】
データ媒体は、プログラムを記憶する能力のある任意の実体または装置であることができる。例えば媒体は以下のような記憶手段、即ちコンパクトディスク（ＣＤ）ＲＯＭなどの読み出し専用メモリ（ＲＯＭ）、または超小型電子回路ＲＯＭ、または実際に、フロッピーディスクもしくはハードディスクなどの磁気記録手段などを含むことができる。
【００３２】
代替方法として、データ媒体はプログラムが組み込まれた集積回路であることもでき、その回路は、ここで問題になっている本方法を実行するのに、またはその実行で使用されるのに適合されている。
【００３３】
非制限的な例としてここに掲げられる本発明の実施形態についての以下の詳しい説明を読めば、本発明およびその利点がより充分に理解されることが可能である。説明は、添付の図面を参照する。
【図面の簡単な説明】
【００３４】
【図１】ロケットエンジンを示す図である。
【図２】図１のロケットエンジンの第１タンク内の圧力を調整する方法の様々なステップを示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００３５】
図１は、燃焼室１２と広がり部分を備えたノズル１４とを有するロケットエンジン１０を示す。燃焼室１２には、酸素のような酸化推進剤などの第１推進剤を含む第１タンク１６の第１推進剤が供給され、さらにそれは水素またはメタンなどの還元推進剤などの第２推進剤を含む第２タンク１８の第２推進剤も供給される。還元推進剤は燃料として作用する。それは酸化剤で燃焼に至る。
【００３６】
第１タンク１６の第１推進剤の供給部は、第１ターボポンプ２４に送達する主管２２と、第１ターボポンプ２４の出口を燃焼室１２に連結する第１噴射管２６とを備える。第２タンク１８の第２推進剤の供給部は、第２ターボポンプ３２に送達する第２主供給管３０と、第２ターボポンプ３２の出口に連結された第２噴射管３４とを備える。
【００３７】
主供給管２２および３０内にそれぞれの許可弁２２Ａおよび３０Ａが配置される。
【００３８】
具体的には、エンジン１０は「膨張機」型、即ちそれは、エネルギーをエンジンの特定部位に送達するために第２推進剤の一部が抜き出され、蒸発されるエンジンである。より正確には、第２噴射管３４は、燃焼室１２の壁と協働する加熱機３６に送達して、推進段階中に加熱機を通って流れる第２推進剤が加熱されて蒸発されるようになる。加熱機３６の出口では、第２推進剤が供給管３８によって第２ターボポンプ３２のタービン部位３２Ａにもたらされて、そのタービンを駆動し、そのポンプ部位３２Ｂを作動させる。タービン部位３２Ａの出口では、第２推進剤が送達管４０によって第１ターボポンプ２４のタービン部位２４Ａの入口にもたらされて、そのタービンを駆動して、そのポンプ部位２４Ｂを作動するようにする。タービン部位２４Ａの出口では、第２推進剤が噴射管４２によって燃焼室１２の入口にもたらされる。噴射管４２上に離隔弁４４が配置される。噴射管４２は、加圧および膨張弁のシステム４７を介して第２タンク１８に連結される。このように、蒸発された第２推進剤はタンク１８に帰還し、そこでシステム４７によって調整されることが可能な圧力としての大量のガスを形成する。
【００３９】
このように、ロケットエンジン１０は、燃焼室１２の燃焼熱を使用して第２推進剤を蒸発させる再生熱交換回路を有する。この再生熱交換回路は、加熱機３６と管３８、４０、４２、および４６とを備える。タービンの入口を迂回するために、管３８と４２の間に、可変開孔弁４８Ａを有するバイパス管４８が配置される。第１ターボポンプ２４のタービン部位４２Ａを迂回するために、第２ターボポンプ３２のタービン部位の出口と噴射管４２との間に、可変開孔弁５０Ａを備えた別の迂回管５０が配置される。
【００４０】
第１推進剤は、噴射管２６によって燃焼室１２内へと直接噴射される。噴射管２６は第１ターボポンプ２６の出口と燃焼室１２の入口との間に延在する。噴射流を許可し、またはそれを停止するために、管２６に離隔弁５２が配置される。
【００４１】
ロケットエンジン１０は、第１タンク１６内の圧力を調整する装置を有する。その装置は、ガス発生機６０と、ガス発生機６０と協働する第１熱交換機７４とを備える。可変流量の単一の第１モータ駆動ポンプ６４は、ガス発生機６０と第１熱交換機７４とに第１推進剤を供給する。可変流量の単一の第２モータ駆動ポンプ７０は、ガス発生機６０に第２推進剤を供給する。ガス発生機６０はこの実施例では、第１熱交換機７４とは異なる、それとは無関係である第２熱交換機９０とも協働し、第２熱交換機９０にも同様に第２モータ駆動ポンプ７０によって第２推進剤が供給される。
【００４２】
ガス発生機６０には、第１可変流量第１モータ駆動ポンプ６４によって、第１タンク１６に連結された第１供給管６２によって第１推進剤が供給される。第１供給管６２には第１供給弁６６が配置される。ガス発生機６０には、第２可変流量モータ駆動ポンプ７０によって、第２タンク１８に連結された第２供給管６８によって第２推進剤が供給される。第２供給管６８には第２供給弁７２が配置される。タンクをガス発生機６０に連結する供給管６２および６８は、主管２２および３０と比較して補助的である管を形成することに注意されたい。
【００４３】
第１熱交換機７４はガス発生機６０と協働して第１推進剤の少なくとも一部を蒸発させる。第１推進剤は第１モータ駆動ポンプ６４を介してそこに供給される。一例として、この第１熱交換機７４は、ガス発生機６０の排気部７６と協働する二重壁管によって形成されることができ、二重壁管内を第１推進剤が流れることが可能である。この目的のために、第１熱交換機７４は、第１供給管６２に連結された第１分岐管７８によって供給されることができる。具体的には、この連結は第１供給弁６６の上流に作られる。具体的には、第１分岐管７８は、第１熱交換機７４に第１推進剤が供給されるのを許可または防止するように開放または閉鎖されることができる分岐弁８０によって第１供給管６２に連結される。第１熱交換機７４の出口は第１戻り管８２によって第１タンク１６に連結されて、第１熱交換機７４内で蒸発された第１推進剤が第１タンク１６内のガス空間に供給されるようになる。
【００４４】
第２熱交換機９０はガス発生機６０と協働して第２推進剤の少なくとも一部を蒸発させる。第２推進剤は第２モータ駆動ポンプによって供給される。例えば、第２熱交換機９０は、ガス発生機６０の排気部７６のまわりに二重壁管を備えることができる。この第２熱交換機９０には、第２供給管６８に連結された第２分岐管９４によって第２推進剤が供給されることができる。具体的には、この連結は第２供給弁７２の上流に作られる。具体的には、第２分岐管９４は、第２熱交換機に第２推進剤が供給されるのを許可または防止するように開放または閉鎖されることができる分岐弁８８によって第２供給管６８に連結される。第２熱交換機９０の出口は戻り管１００によって第２タンク１８に連結されて、第２熱交換機９０内で蒸発された第２推進剤が、弁システム４７を介して第２タンク１８内のガス空間内へと再噴射されることが可能であるようになる。
【００４５】
図１では、矢印が油圧回路内の推進剤の流れ方向を示す。図１は、ロケットエンジン１０が作動中である状態（推進段階）、即ち、第２タンク１８内の圧力が、弁８８が閉鎖された状態でシステム４７によって従来通りのやり方で調整されるように、燃焼室１２内で燃焼が起こっている段階を示す。ロケットエンジン１０が作動していない（弾道段階）、即ち燃焼室１２内で燃焼が起こっていない段階であるとき、弁８８は開放していて、第２タンク内の圧力が、第２熱交換機９０およびシステム４７を使用して知られているやり方で調整されるようになる。
【００４６】
この実施例では、第１タンク１６内の圧力を調整するために、ロケットエンジン１０は、第１タンク１６内の圧力を測定する圧力センサ１１２と、ガス発生機６０内の温度を測定する温度センサ１１４とに連結された制御ユニット１１０も有する。制御ユニット１１０は、第１および第２モータ駆動ポンプ６４および７０にも連結されて、それぞれの流量を制御する。制御ユニット１１０との連結は、それらを上述の推進剤回路と区別するために点線で描かれていることに注意されたい。
【００４７】
第１タンク１６内の圧力を調整する方法が、図２を参照して以下に述べられる。
【００４８】
ステップＩ中、第１タンク１６内の実際の圧力Ｐｒとガス発生機６０内の実際の温度Ｔｒとが測定される。ステップＩＩ中、実際の圧力Ｐｒは所定の圧力Ｐと比較され、実際の温度Ｔｒは所定の温度Ｔと比較される。ステップＩＩＩ中、第１モータ駆動ポンプ６４の流量は、実際の圧力と所定の圧力との差を縮小するように、実際の圧力Ｐｒと所定の圧力Ｐとの比較の結果に応じて制御され、第２モータ駆動ポンプ７０の流量は、実際の温度と所定の温度との差を縮小するように、実際の温度Ｔｒと所定の温度Ｔとの比較の結果に応じて制御される。この実施例では、制御ユニット１１０は本方法の様々なステップを実施する。このように、モータ駆動ポンプ６４および７０のそれぞれの流量を制御することによって、第１タンク１６内の圧力が進行形で、即ち、ガス発生機６０の適正な動作を保証しながら調整される。当然ながら、ステップＩＩＩが終了されると、本方法はステップＩから再始動して第１タンク内の圧力の継続的な調整を提供する。
【００４９】
当然ながら、第１タンク内の実際の圧力を測定し、所定の圧力と比較する動作と、ガス発生機内の実際の温度を測定し、所定の温度と比較する動作とは、同時または連続的に実施されることが可能であり、あるいはそれらは、無関係であるかまたは結合されることができる２つの無関係なサブプロセスで平行して実施されることができる。同様に、第１および第２モータ駆動ポンプは同時または連続的に、あるいは実際には無関係なまたは結合された２つのサブプロセスで平行して制御されることができる。
【００５０】
本発明は特定の実施形態を参照して述べられているが、請求項によって定義される本発明の全体範囲を超えずに修正および変更がそれらの実施形態でなされることができることが明白である。特に、ここに示されかつ／または言及された様々な実施形態の個々の特徴同士は、追加の実施形態で組み合わされることができる。結果として、説明および図面は、限定的であるよりもむしろ例示的な意味で考慮されるべきである。
【００５１】
方法に関してここで述べられた特徴の全ては、単一または組み合わせで装置に転置されることが可能であり、逆もまた同様に、装置に関してここで述べられた特徴の全ては、単一または組み合わせで方法に転置されることが可能であることも明白である。
【符号の説明】
【００５２】
１０  ロケットエンジン
１２  燃焼室
１４  ノズル
１６  第１タンク
１８  第２タンク
２２  主管、主供給管
２２Ａ  許可弁
２４  第１ターボポンプ
２４Ａ  タービン部位
２４Ｂ  ポンプ部位
２６  第１噴射管
３０  第２主供給管
３０Ａ  許可弁
３２  第２ターボポンプ
３２Ａ  タービン部位
３２Ｂ  ポンプ部位
３４  第２噴射管
３６  加熱機
３８  供給管
４０  送達管
４２  噴射管
４２Ａ  タービン部位
４４  離隔弁
４７  加圧および膨張弁のシステム
４７  システム、弁システム
４８  バイパス管
４８Ａ  可変開孔弁
５０  迂回管
５０Ａ  可変開孔弁
５２  離隔弁
６０  ガス発生機
６２  第１供給管
６４  第１モータ駆動ポンプ
６６  第１供給弁
６８  第２供給管
７０  第２モータ駆動ポンプ
７２  第２供給弁
７４  第１熱交換機
７６  排気部
７８  第１分岐管
８０  分岐弁
８２  第１戻り管
８８  分岐弁
９０  第２熱交換機
９４  第２分岐管
１００  戻り管
１１０  制御ユニット
１１２  圧力センサ
１１４  温度センサ
【図１】
2017089625.tif 000003
【図２】
2017089625.tif 000004
【外国語明細書】
2017089625000001.pdf