Brevet FR2475634A1 — publié le 19810814

La présente invention se rapporte à des fusées å statoréacteur et plus particulièrement à la construction et à l'agencement d'un injecteur de gaz combustibles incorporé dans une fusee a statoréacteur du type pourvu d'un tel injecteur en association avec la tuyère dans la fusée. Une fusée à statoréacteur du type auquel se rapporte la présente invention comprend un corps de fusée avec une tuyère et des chambres primaires et secondaires de combustion qui sont agencées à travers la tuyère en direction d'avant en arrière du corps de la fusée ou fuselage. Le corps de la fusée comporte de plus un diffuseur d'air qui débouche radialement dans la chambre secondaire de combustion. L'air frais induit dans le diffuseur à travers l'entrée d'air située à l'avant du diffuseur, est injecté dans la c'chambre secondaire de combustion e est comprimé et mélangé aux @az combustibles chauds dans la chambre secondaire. Les gaz combustibles sont proauits dans la chambre primaire de combustion par la combustion, par exemple, d'un propulseur solide abrité dans la chambre primaire de combustion et sont introduits dans la chambre secondaire par la tuyère et un injecteur de gaz combustibles prévu immédiatement en aval de la tuyère. L'injecteur de gaz combustibles dans une fusée à statoreacteur traditionneDe de la nature décrite a une configuration généralement hémisphérique faisant saillie de la tuyère dans la chambre secondaire de combustion et il comporte un certain nombre d'orifices distribués pour déboucher radialement dans la chambre secondaire de combustion. Les composantes radiales de vitesse des gaz combustibles jaillissant dans la chambre secondaire de combustion n'arriventcependant pas à-la production d'une force de poussée dans la fusée. Afin de surmonter ce problème, les orifices formés dans l'injecteur de gaz combustibles peuvent être agencés pour déboucher dans la chambre secondaire de combustion dans des directions parallèles à l'axe de la fusée. Avec cet agencement des orifices de l'injecteur, les gaz combustibles passant de la tuyère vers l'injecteur peuvent entrer dans la chambre secondaire de combustion dans des directions parallèles-à l'axe de la fusée- et se prêtent à la production d'une poussée dans la fusée. Cependant, en l'absence de composantes non axiales de vitesse dans les gaz soufflés dans la chambre secondaire de combustion par l'injecteur, les gaz combustibles chauds admis- dans la chambre secondaire de combustion ne -sont pas suffisamment mélangés avec l'air du statoréacteur injecté dans la chambre secondaire de combustion par le diffuseur d'air.Cela a tendance à souffler ou à éteindre la flamme dans la chambre secondaire Ainsi, l'inåecteur de gaz combustibles d'une fusée à statoréacteur selon l'art antérieur de la nature générale décrite ne peut fonctionner de façon à satisfaire les deux nécessités mutuellement opposées de production de poussée par la vitesse des gaz combustibles dans la chambre secondaire de combustion de la fusée et de maintien de la flamme dans cette chambre secondaire à un état entretenu. La présente invention a pour but de résoudre ces problèmes posés par un injecteur de gaz combustibles d'une fusée à statoréacteur traditionnelle. En conséquence, la présente invention a pour objet principal un injecteur perfectionné de gaz combustibles pouvant répondre à la fois à la nécessité de production de poussée Par les composantes axiales de vitesse des gaz combustibles entrant dans .a a chambre secondaire de combustion et permettant as gaz d'entre suffisamment et efficacement mélangés à l'air frais induit dans la chambre secondaire par le diffuseur d'air de la fusée Selon la présente invention, un tel objectif est atteint dans une fusée à statoréacteur qui comprend un corps de fusée ou fuselage ayant une direction d'avant en arrière et comprenant une partie de paroi interne formée avec une tuyère comme une tuyère convergente-divergente ayant un axe central en direction d'avant en arrière du corps de la fusée et des parties de paroi géneralement cylindriques respectivement formées avec les chambres primaire et sccondaire de combustion qui sont agencées respectivement à l'avant et à l'arrière de la tuyère et ayant des axes centraux respectifs sensiblement alignés avec l'axe central de la tuyère, et un diffuseur d'air ayant des extrémités de sortie de l'air débouchant dans la chambre secondaire de combustion, avec selon l'invention, un injecteur creux de gaz combustibloe faisaùt saillie axialement de la partie de paroi interne ci-dessus mentionnée dans la chambre secondaire de combustion et dontl'axe central est sensiblement aligné' avec. celui- de la tuyère et dont la partie de paroi avant comporte un.e.tuyére.ne surdilatation ayant une extrémité réduite à la sortie de la tuyère et qui diverge vers l'arrière de la tuyère et une partie de paroi arrière forméé avec un passage cylindrique se confondant avec la tuyère de surdilatation et débouchant en aval dans la chambre secondaire de combustion et ayant de plus un certain nombre d'orifices débouchant dans la chambre secondaire de combustion radialement vers l'extérieur au loin de l'axe central de l'injecteur. L'invention sera mieux comprise, et d'autres butS, caractéristiques, détails et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement au cours de la description explicative qui va suivre faite en référence aux dessins schématiques annexés donnés uniquement à titre d'exemple illustrant un mode de réalisation de l'invention, et dans lesquels - la figure 1 est une vue en élévation latérale et partiellement archée montrant une fusée à statoréacteur selon l'art antérieur, du type utilisant un injecteur de gaz combustibles; - la figure 2 est une vue semblable à la figure 1 mais montrant une fusée à statoréacteur où est incorporé un mode de réalisation ( - la figure 3 est une vue en coupe longitudinale et fragmentaire montrant, à échelle agrandie-, la construction et l'agencement de l'injecteur de gaz combustibles faisant partie de la fusée illustrée sur la ligure 2. En se référant à a figure 1 des dessins, une fusée à statoréacteur connue comporte un fuselage 10 ayant intérieurement une tuyère Il et des chambres primaire et secondaire de combustion 12 et 13 agencées de chaque côté de la tuyère 11.-La fusée représentée est du type utilisant un propulsif solide et ainsi, elle a un grain de propulsif solide 14 brülant par la fin qui est abrité dans la chambre primaire de combustion 12. Le grain 14 a une face extrême arrière espacée, vers l'avant, de la tuyère Il et un allumeur 15 fait saillie dans l'espace ouvert ainsi formé entre Iatuyère il et le propulsif solide 14.Le propulsif 14 est initialement allumé par l'allumeur 15 et les gaz combustibles produits en conséquence de la combustion incomplète du propulsif 14 sont dirigés dans la tuyère 11 vers la c:0anibre secondaire de combustion 13. Les gaz combustibles entrant dans la chambre secondaire 13 sont melangés .à.l'air frais qui est induit dans la chambre 13 et y est comprimé, par deux tubes de diffuseur d'air 16 ayant chacun une edmission d'air 1.7 à son extrémité la plus avant et une extrémité de sortie 18 débouchant dans la chambre secondaire 13 comme on peut le voir. Les gaz combustibles chauds dans la chambre 13 sont ainsi brul s à l'aide de l'air injecté dans la chambre 13- par les tubes 1@. Les gaz de-réaction haute pression et haute température ainsi produits dans la chambre 13 sont évacués vers l'arrière de la chambre 13 tar une tuyère de queue 19 formée dans une partie -extrême arrière du fuselage 10 afin de produire une poussée pour propulser la fusée pour qu'elle avance en direction d'avant en arrière du fuselage 10. Dans la fusée d'un statoréacteur traditionnel construite et fonctionnant comme on l'a décrit ci-dessus, il v a un injecteur 20 de gaz combustibles qui est prevu immdiatement en aval de la tuyère 11. L'injecteur 20 @ une paroi généralement hémisphérique qui fait saillie de la tuyère Il dans la chambre 13. La tard @émispherique de l'injecteur 20 comporte un certain ombre d'orifices 21 distribués pour déboucher radialement dans la chambre 13 comme cela est illustré Les gaz combustibles trave@sant la tuyère 11 sont par conséquent forcés à rayonner hors des orifices 21 dans l'injecteur 20 de gaz combustibles vers la chambre secondaire 13 et sont ainsi mélargés à l'air injecté dans la chambre 13 par les tubes 16. Dans ce cas, en raison de l'agencement radialement ouvert des orifices 21 dans l'injecteur 20. les courants des gaz se précipitant dans la chambre secondaire de combustion 13 par les orifices 21 dans l'injecteur 20 n'ont pas de composantes axiales de vitesse pouvant contribuer à la production de la poussée de la fusée. Ainsi, l'agencement des orifices de l'injecteur 20 est inutile pour la production de la houssée de la fusée. Si les orifices 21 dans la paroi @émisphérique de l'injecteur 20 sont agencés pour déboucler dans la chambre 13 dans des directions parallèles à l'axe de la fusée, alors les gaz passant par ces orifices dans la chambre 13 se prêtent à la production de poussée de la fusée mais, cette fois, sont inutilisables pour un mélange suffisant et efficace avec l'air injecté dans la chambre 13 par les tubes 16. La présente invention a pour but de résoudre ces deux problèmes mutuellement contradictoires inhérents aux fusées à statoréacteur de la nature ci-dessus décrite1 en se référant à la figure 1. La figure 2 montre une fusée à statoréacteur où est incorporé lin mode de réalisation de l'injecteur de gaz combustiblffi selon l'invention. En se référant à la figure 2, une fusée à statoréacteur contenant un tel injecteur de gaz combustibles comprend un corps ou fuselage 10 ayant une direction d'avant en arrière et comportant une partie de paroi interne 22 formée avec une tuyère convergente-diverEente 11 comme dans la fusée selon l'art antérieur illustre sur la figure 1. Egalement comme dans la fusée de la figure 1, le fuselage 10 de la fusée à statoréacteur selon l'invention présente de plus des parties de paroi généralement cylindriques 23 et 24 formant respectivement des chambres primaire et secondaire de combustion 12 et 13, agencées de chaque côté de la tuyère principale 11 .Plus particulièrement, les chambres primaire et secondaire 12 et 13 sont respectivement disposées à l'avant et à l'arrière de la tuyère Il en direction d'avant en arrière du fuselage 10. La tuyère Il et les chambres 12 et 13 formées ainsi dans le fuselage 10 ont des axes centraux respectifs qui sont sensiblement alignés. les uns avec les au-res en direction d'avant en arrière ci-dessus du fuselage 10. La fusée à statoréacteur indiquée ici est supposée, à titre d'exemple, ètre du type utilisant un propulsif solide et elle présente par conséquent de plus un grain de propulsif cylindrique 14 qui est abrité dans la chambre 12. Le grain de propulsif solide 14 est agencé en configuration brûlant par la fin dans la chambre primaire 12 et il est reçu dans un organe cylindrique et creiv 25 restreignant la combustion. L'organe 25 est à son tour reçu très précisément sur la surface périphérique interne de la partie de paroi cylindrique 23 définissant la chambre primaire de combustion 12. Comme on le sait bien, l'organe 25 restreignant -la combustion couvrant ainsi la surface péripherique externe du grain est efficace pour empêcher le propulsif de brui sur sa surface périphérique en présence des gaz chauds produits par la combustion du grain 14 par la fin. L'organe 25 restreignant la combustion est axialement espacé, vers l'avant? de la partie de paroi interne 22 au moyen d'un élément@annulaire d.'espacement 26 axialement interposé entre l'organe 25 et la partie de paroi 22. Le grain propulsif solide 14 est par conséquent également axialement espace vers l'avant d la partie de paroi interne et forme ainsi un espace ouvert entre la partie 22 et la face extrême arrière brûlant initialement du grain 14.L'espace ouvert forme une partie extrême arrière de la chambre primaire de combustion 12 et est continu en aval avec la tuyère 11 formée dans la partie de paroi interne 22 Un allumeur 15 lait saillie dans cette partie extrême arrière de la chambre 12 afin de pouvoir allumer le grain propulsif solide 14 à sa face extrême arrière quand la fusée doit être lancée La fusée à statoréacteur de la figure 2 comprend de plus deux tubes diffuseurs d'air 16 fix au fuselage 10. Chacun des tubes 16 s'étend partialement le long du fuselage 10 et il est formé d'un passage continu qui a tme admissio@ 'sir 17 à son extrémité avant et une sortie d'air 18 débouchant dans la chambre secondaire de combustion 13 dans le fuselage 10.Quand la fusée est en vol, l'air atmosphérique est introduit dans le passage de chacun de ces tubes 16 par l'aRmission d'air 17 et il est injecté radialement dans la chambre secondaire de combustion -- 2 par 1 l'extrémité de sortie 18 du passage. Les deux tubes 1f sont placés en relation diamétralement opposée 'un à l'autre, à travers la coupe transversale du fuselage 10 comme on peut le voir sur la figure 2, Dans la partie extrême arrière ci-dessus mentionnée de la chambre 12 est disposé un élément de filtrage généralement@émisphérique 27 qui est fixé solidement le long de s@n bord circonférentiel, à la partie de paroi interne 22 formée avec la tuyère 11.L'élément ne filtrage 27 fait saillie de la partie de paroi 22 dans la partie extrême arrière de la chambre primaire de combustion 12 et il comporte un certain nombre de perforations 28, chacune permettant- la communication entre la chambre primaire de combustion 12 et la tuyère 11. Le fuselage 10 de la fusée à statoréacteur présente de plus une partie de paroi extrême arrière 29 formée avec une tuyère de queue 19 par où la chambre secondaire de combustion 13 débouche, en aval , vers l'atmosphère. Selon l'invention, la fusée construite et agence comme on l'a décrit ci-dessus comprend de plus un injecteur 30 de gaz combustibles. L'injecteur 30 fait axialement saillie vers l'arrière dans la chanbre secondaire 13 à partir de la partie de paroi interne 22 formée avec la tuyère 11 et il est fixé solidement le long de son bord circonférentiel arrière, à la partie de paroi interne 22. L'injecteur 30 a un axe central sensiblement aligné avec l'axe central de la tuyère 11 et il a une partie de paroi avant 31 généralement tronconique et une partie de paroi arrière généralement cylindrique 32 comme on peut le voir à échelle agrandie sur la figure 3. La partie de paroi avant tronconique 31 de l'injecteur 50 est formée avec une- tuyère de surdilatation 33 qui émerge doucement vers l'arrière de la tuyère 1-1 et qui a ainsi une extrémité réduite à la sortie de la tuyère 11. b tuyère 33 est divergente avec un angle de crn de divergence prédéterminé vers l'arrière de la tuyère 11. Par ailleurs, la partie cte paroi cylindrique arrière 32 de l'injecteur 30 de gaz combustibles comporte un passage axial 34 qui émerge vers. l'arrière de la tuyère 33 et qu' débouche en aval, à l'extrémit@ arrière de l'injecteur 30, dans la chambre secondaire de combustion 13.La partie de paroi ~cylindrique arrière 32 de l'injecteur 30 comporte de plus un certa@@@ @@@@@@ d'orifices 35 qui débouchent dans la chambre secondaire de combustion 13, radialemett-vers liextérieur au loin de l'axe central de l'injecteur 30. Bien que cela ne soit pas représenté sur les dessins. la fusée ayant la construction et l'agenceme.-t ci-dessus décrit@@st de plus pourvue d'un grain propulsif solide stock' ans la chambre secondaire de combustion 13. @and, alors, le grain propulsif solide ainsi stock@ dans la chambre secondaire de combustion 13 est allumé par un moyen d'allumage externe, une vitesse initiale de vol est impertie à la fusée et en conséquence celle-ci est lancée par la poussée produite par les gaz de combustion produits par la combustion du grain @@@pulsif particulier. Peu de temps après que la fusée a ét6 lancée de cette façon, l'allumeur 15 faisant sa lie dans la partie extrême arrière de la chambre primaire de combustion 12 est automatiquenent actionné pour a@ umer le grain propulsif solide 14 à sa face extrême arrière .En conséquence, des gaz de combustion sont p@oduits initialement à la partie extrême arrière de la chambre primaire de combustion 12 tar la combustion par l'extrémité, du grain propulsif solide 14. Les gaz combustibles à haute pression et haute température passent à travers les perforations 28 de l'éléme@t de filtrage 27 et de plus à travers la tuyère Il dans l'injecteur 30 de gaz combustibles.Dans ce cas, les particules solides entraînées dans les courants des gaz combustibles devant passer à travers les perforations 28 de @ément e filtrage 27 sont recueillies sur la surface@emisphé- rique avant de cet élément 27.Par ailleurs, les gaz s'écoulant dans l'injecteur de gaz combustibles @0 audelà de la tuyère 11 subissent une accélération de vitesse dans la tuyère de sur@@@atation 33 de l'injecteur 30. Au moment où l'allumeur 15 est automatiquement allumé, une session est developpée à l'admission d'air 17 de chacun doue tubes 16 du fait de la vitesse initiale de vol impartie à la rusée. L'air atmosphérique est par conséquent introduit dans le passage continu de chacun des tubes 16 à travers l'admission 17 et est injecté radialement dans la chambre secondaire 13.Du fait de la ression dévelopée aux admissions respectives d'air 17 des tubes 15, l'air atmosphérique ainsi induit dans la chambre 13 est comprimé dans cette chambre Le courant des gaz combustibles chauds admis par la tuyère 11 dans l'injecteur 30 peut se dilater à une pression plus faible et à une vitesse supersonique dans la tuyère de surdilatation 33 & l'injecteur 30. Ainsi, la séparation du courant des gaz avec une vitesse supersonique alieu à partir de la surface interne de la partie de paroi avant tronconique 31 immédiatement en aval d.e la sortie de-la tuyère 11 comme cela est indiqué en P sur la figure 3.Une partie du courant des gaz dans la tuyère de surdilatation 33 avance droit, parallèlement à l'axe central de l'injecteur 30 par le passage axial 34 dans la partie de paroi arrière 32 de l'injecteur 30 comme cela est indiqué par la flèche a sur la figure 3 et est axialement soufflée dans la chambre secondaire 13. Un tel courant unidirectionnel de gaz-produit une aspiration autour du courant de gaz et le long des parties de surface interne e l'injecteur 30 en aval du point P. La parie restante des gaz combustibles à grande vitesse dans la tuyère de surdilation 33 de l'injecteur 30 est soumise à l'aspiration ainsi produite le long des parties de surface interne le l'injecteur 30 en aval du point P et, en conséquencejse diffuse avec impétuosité autour du courant unidirectionnal des gaz en aval du point P > comme cela est indiqué par les flèches b sur la figure 3. L'aspiration développée à l'intérieur de la partie de paroi arrière à ouvertures 2 de l'injecteur 30 est de plus efficace pour solliciter le fl@ide le long-de. la partie de paroi arrière à ouvertures 332 de l'injecteur 30 pour entrer dans le passage axial 34 e la partie de paroi 32 par les orifices radialement ouverts 35 dans la partiede paroi 32. L'air injecté dans la chambre secondaire @@ par les tu@os @@ ut comprimé dans cette chambre 13 est; par conséquent forcé à travers les orifices 35 de la parie de paroi 32 dans le passage axial 34 de la partie de paroi @2 comme cela est indiqué par les flèches c sur la figure 3. 'air entrant -ans l'injecteur de gaz combustion 30 est mélangé au gaz combustibles chauds turbule@ts sur la surface pé chérique interne de la partiez de paroi 32 de l'injectrur 30 et aide à l'entretien de la @lamme dans l'injecteur 30. La flamme entretenue dans l'injecteur 30 est partiellement entrainée sur le courant unidirectionnel des gaz qui sont soufflés dans la chambre secondaire de combustion 13 et se propage ainsi dans cette chambre 13, contribuant la réaction des gaz combustibles avec l'air dans la -"ambre 13.Ainsi, la partie de paroi arrière à ouvertures @@ de l'injecteur 30 sert non seulement à maintenir !r: flamme mais également à augmenter l'efficacité de r combustion secondaire dans la chambre 13. Les gaz de réaction produits par la combustion secondaire des gaz combustibles dans la chambre secondaire 15 s'échappent de la fusée vers l'arrière par la tuyère de qu@ue 19 et produisent ainsi une poussée qui participe a la plus grande partie de l'énergie de poussée à impartir a la fusée. Une autre partie de l'énergie de poussée requise pour le vol de la fusée est produite par B vitesse du courant unidirectionnel ci-dessus mentio'r-r-é des gaz combustibles se précipitant dans la chambre secondaire 'e combustion 13 par l t extrémité carrière totalement ouverte du passage axial 34 dans la partie de paroi arrière 32. De cette façon, la fusée ayant l'injecteur de gaz combustibles selon la présente invention est propulsée partiellement par la poussée produite par les gaz de réaction s'échappant de la tuyère de queue et partiellement par l'écoulement unidirectionnel des gaz combustibles dans l'injecteur de gaz combustibles . Par ailleurs, la flamme une fo-s produite dans la partie de paroi arrière à ouverture de l'injecteur est efficacement entretenue par les écoulements induits d'air dans le passage dans la partie de paroi particulière à travers les orifices radialement ouverts formés dans cette partie de paroi. Bien entendu, l'invention n'est nullement limitée au mode de réalisation décrit et représenté qui n'a été rionné qu'à titre d'exemple. En-particulier, elle comprend tous les moyens constituant des équivalents techniques des moyens décrit, ainsi que leurs combinaisons, si celles- ci sont exécutées suivant son esprit et mises an ceuvre dans le cadre de la protection comme revendiquée. R E V E N D I C A T I O N @usée å statoréacteur caractérisée en ce qu'elle comprend : un corps de fusée (10) ayant une direction d'avant en arrière et comprenant une partie de paroi interne (22 avec ulle tuyère 11) ayant son axe central dans ladite direction d'avant en arrière et des tarties de paroi @énéraleme t cylindriques (23, 24) formant respectivement Les chambres primaire et secondaire de combustion (12, 13) agencées respectivement à l'avant et à l'arrière de ladite tuyère et ayant des axes centraux respectifs sensiblement alignés avec l'axe central de ladite tuyère un diffuseur d'air (16) ayant une extrémité de sortie d'air (18) débouchant dans ladite chambre secondaire de combustion un injecteur creux de gaz combustibles (30) faisant saillie axialement de ladite parte ce paroi interne dans ladite chambre secondaire et dont l'axe central est sensiblement aligné avec celui de ladite tuyère et dont la partie de paroi avant (31) est formée avec une tubulure de surdilatation (33) ayant une extrémité réduite à la sortie de ladite tuyère et qui diverge vers l'arrière à partir de ladite 'tuyère et une partie de paroi arrière (32) avec un passage cylindrique th) émergeant de ladite tryère de surdilatation et débouchant an aval dans ladite chambre secondaire de combustion et de plus un certain nombre d'orifices (35) débouchant dans ladite chambre secondaire de combustion radialement vers l'extérieur au loin de l'axe central dudit injecteur.