Brevet FR2648517A1 — publié le 19901221

La présente invention a pour objet un propulseur combiné turbofusée- statoréacteur à post-combustion. On connait déjà des dispositifs de propulsion composites ou combinés constitués par l'association d'un turboréacteur et d'un statoréacteur. Ces dispositifs mettent à profit les qualités différentes et complémentaires de ces deux types de moteurs dont on peut dire, de façon simple, que le premier convient à la propulsion à des vitesses relativement faibles, subsoniques ou supersoniques mais à nombre de Mach limité à 2,5 ou 3, tandis que le second permet d'atteindre, avec un bon rendement et une faible consommation spécifique, des vitesses très fortement supersoniques ou hypersoniques. On connait par ailleurs des moteurs dans lesquels la turbine n'est pas couplée aérodynamiquement au compresseur, ce qui permet d'une part de rendre la fourniture d'énergie à la turbine indépendante du débit d'air à travers le compresseur et d'autre part d'utiliser un carburant assurant avec un bon rendement la conversion de l'énergie en poussée au cours du processus de détente dans la turbine. Le document FR-A 2 215 538 décrit ainsi un moteur combiné turbo-statoréacteur dont une turbine de détente directe d'hydrogène entraine par un arbre central un compresseur d'air, la turbine étant disposée dans le corps central du propulseur et ayant des moyens d'éjection de l'hydrogène ainsi détendu dans la veine d'air, o, mélangé à l'air, il sera brûlé. Pour les vitesses élevées, l'hydrogène est admis directement dans la chambre de combustion pour le fonctionnement en statoréacteur et la turbine, qui n'est plus alimentée, tourne en autorotation. Ce dispositif utilise un cycle dit expander, dans lequel l'hydrogène liquide est chauffé pour recevoir de l'énergie puis est utilisée par simple détente dans la turbine avant d'être brûlé dans la veine d'air. On connait également par le document US.A.3.237.400 un propulseur turbofusée à rechauffe dont les gaz de combustion d'une fusée centrale entraînent la turbine et, au moyen d'un réducteur à engrenage, un compresseur amont. La présente invention a pour but de réaliser un moteur combiné dans lequel la turbine du turboréacteur est entraînée par les gaz de combustion d'un moteur-fusée ou générateur de gaz placé axialement à l'intérieur du corps central du moteur, tout en ayant une architecture suffisament simple pour permettre l'utilisation d'un ensemble de turbines et de compresseurs contrarotatifs dont les performances de faible consommation et de bons rendements sont plus intéressantes cue celles des compresseurs et turbines classiques. L'invention a également pour but de permettre l'utilisation d'un tel type de turbofusée avec une post- combustion. Elle a également pour but d'utiliser un moteur turbofusée sans réducteur pour le compresseur. Elle a également pour but de réaliser un propulseur combiné dont la turbofusée peut être arrêtée à vitesse supersonique élevée pendant qu'un statoréacteur prend le relai de la propulsion. L'invention a donc pour objet un propulseur combiné turbofusée stato comportant en aval d'une manche d'entrée d'air un compresseur d'air à deux étages de rotors disposés dans une veine formée entre un carter externe et un corps central, le carter et le corps étant maintenus entre eux par des bras structuraux, tandis que les étages de rotor sont entraînés par une turbine de puissance propulsée par les gaz de combustion d'un générateur de gaz à ergols liquides. Selon l'invention, les deux étages du compresseur sont contrarotatifs, et la turbine de puissance est constituée de deux modules de turbine contrarotatifs imbriqués, disposés dans le corps central du moteur, longitudinalement entre les deux étages du compresseur qu'ils entraînent et le générateur de gaz est disposé quant à lui axialement dans le corps central en arrière des modules de turbine, le générateur alimentant la turbine au travers d'une chambre d'éjection centrale. Selon une autre caractéristique de l'invention, le générateur de gaz est alimenté par l'aval en, carburant et en comburant au travers des bras structuraux et il génère ses gaz propulsifs dans la chambre centrale d'éjection axialement vers l'amont en direction d'une chambre annulaire, interne au tambour commun à l'étage de compresseur amont et au module externe de turbine, chambre dans laquelle les gaz effectuent un changement de sens pour parcourir les turbines de puissance de l'amont. vers l'aval, avant d'être éjectés dans la veine en aval de la chambre de combustion du mode stato par des canaux longitudinaux traversant le corps central. Selon une autre particularité de l'invention, le propulseur comporte, entre le générateur de gaz et les turbines de puissance, des circuits de refroidissement des pièces tournantes des turbines, le refroidissement étant obtenu par circulation de carburant liquide A très basse température dans lesdits circuits. Ainsi, les aubes du compresseur peuvent être refroidies par circulation dudit carburant froid avant l'injection de ce dernier par des orifices d'injection réalisés dans le bord de fuite des pales des aubes du compresseur. L'invention a également pour objet le procédé de fonctionnement du propulseur décrit ci-dessus et ci-après, procédé selon lequel - du démarrage et jusqu'à une altitude o la vitesse de vol est voisine de Mach 3, on alimente le générateur en hydrogène gazeux en aval de l'échangeur de tuyère, et en oxygène au moyen des turbopompes, ledit générateur entrainant les turbines, on mélange les gaz de combustion du générateur de gaz à l'oxygène de l'air atmosphérique comprimé par le compresseur et on fait subir une post- combustion audit mélange avant de l'éjecter par la tuyère" - à partir de Mach 3 et jusqu'au fonctionnement en statoréacteur, on refroidit les parties tournantes et les pales de compresseur en sélectionnant. l'ouverture des deux circuits par le distributeur - a partir de Mach (4,5) , on effectue une transition de fonctionnement vers le mode stato par diminution de l'alimentation du générateur de gaz et par la mise en drapeau simultanée des pales des compresseurs, les pales des compresseurs continuant A être refroidies; - on sélectionne l'alimentation des injecteurs et l'arrêt d'alimentation'du générateur de gaz en ergols liquides, les pales du compresseur continuant à être alimentées en hydrogène et on brûle dans la chambre de combustion le mélange formé par l'air comprimé dans la manche d'entrée et l'hydrogène injecté par les aubes, enrichi en H2 par les injecteurs radiaux. D'autres caractéristiques seront précisées dans le complément de description qui va suivre accompagné des dessins annexés parmi lesquels: - la figure 1 est un schéma simplifié de réalisation du propulseur selon l'invention. - la figure 2 montre un mode de réalisation du propulseur. Si l'on regarde la figure 1, le propulseur comporte une veine d'air formée, de l'amont vers l'aval par une entrée d'air 1 bidimensionnelle à section variable suivie d'une section 2 à transition de forme qui permet la jonction avec une veine annulaire 3 formée entre un carter externe 4 et un corps central 5 ayant globalement une forme ogivale dont la partie arrière se termine en cône 6. Le corps central 5 est maintenu dans le carter 4 par des bras structuraux 7 régulièrement répartis sur la périphérie de la veine. Dans la partie comprise entre la section de transition 2 et les bras 7 est disposé un compresseur à deux modules contrarotatifs 8 et 9. En aval des bras 7, le propulseur comporte une zone de combustion 10 dans laquelle sont disposées des injecteurs de carburant 11 pour le fonctionnement du propulseur en statoréacteur et un système de postcombustion 12 comportant des anneaux accroche-flamme portés par le cône aval 6. La zone de combustion est suivie par une tuyère 13 dont la structure du carter comporte un échangeur de chaleur 14 apte à apporter de l'énergie au carburant liquide avant son utilisation et à refroidir la paroi de ladite tuyère. Cette dernière est suivie d'une tuyère d'éjection 15 convergentedivergente à section variable commandée de façon connue par exemple par des vérins 16 tel que représenté sur la figure. Le carter porte au niveau des bras structuraux 7 une bride d'accrochage amont 17 et en aval de la tuyère 13 une bride d'accrochage aval 18. Sur la figure 1, la partie interne au corps central 5 a été schématisée de façon simplifiée. Un moteur-fusée 19 à ergols liquides est disposé axialement, alimenté par l'aval en ergols et génère des gaz de combustion vers l'amont dans une chambre centrale d'éjection fixe 20, en direction d'une chambre amont annulaire 21, mobile en rotation, dans laquelle les gaz du moteur-fusée sont forcés vers une turbine de puissance formée de deux modules contrarotatifs 22, 23 imbriqués. La turbine 22 radialement externe est liée au module amont 8 du compresseur tandis que la turbine interne 23 est liée au module aval 9 du compresseur. Après avoir entraîné les turbines 22 et 23, les gaz du générateur 19 sont éjectés dans la veine d'air comprimé au niveau de la zone de combustion 10 par des canaux longitudinaux 24 qui traversent la paroi du corps central 5. Lorsqu'ils pénètrent dans la veine d'air comprimé, les gaz issus des cannaux 24 sont enrichis en oxygène de l'air de la veine et sont brûlés à nouveau au niveau des accroche- flamme du système de post-combustion 12. Si l'on regarde les circuits d'alimentation en ergols schématisés à la figure 1, on voit tout d'abord que l'oxygène nécessaire au fonctionnement du générateur de gaz 19 est amené à ce dernier par une canalisation 25 au travers des bras 7, l'oxygène étant pompé par une turbo- pompe 26 dans un réservoir 27. Par simplification. l'entraînement de la turbine de la turbopompe 26 n'a pas été représenté. Le circuit d'hydrogène comporte un réservoir de stockage 28, une turbopompe 29 en sortie de laquelle le circuit d'alimentation est divisé en deux branches. La première branche 30 amène l'hydrogène liquide dans l'échangeur de chaleur 14 de la tuyère, o, au contact de la paroi chaude, l'hydrogène acquiert de l'énergie et passe sous forme gazeuse. En sortie de l'échangeur 14, le circuit comporte une vanne deux voies 31 permettant de sélectionner, soit l'alimentation du générateur de gaz 19 par une canalisation 32, soit l'amenée d'hydrogène dans les injecteurs 11 par une canalisation 33 pour le fonctionnement en statoréac- teur. En aval de la turbopompe à l'hydrogène 29, la deuxième branche 34 du circuit amène à un distributeur à trois voies 35 en sortie duquel deux circuits de refroidissement 36 et 37 peuvent être alimentés soit séparément, soit en parallèle. Pour définir l'intérêt de ces circuits de refroidissement 36 et 37, on va détailler la structure des turbines de puissance 22 et 23 en regard de la figure 2. Si l'on regarde la structure fixe du corps central, on voit qu'elle est constituée d'un carter d'échappement interne 38, des bras support 7, liés à un carter externe 39 et un carter interne 40 de sortie de turbine et à un support externe 41 des paliers communs aux turbines 22 et 23 ainsi qu'à un support interne 42 du palier de la turbine 22. Le module de turbine 22 comporte 5 étages d'aubes orientées vers l'intérieur. Le tambour 43 portant les aubes est solidarisé à l'amont à l'étage de compression 8 et comporte à l'arrière un labyrinthe 44. Les pales du compresseur 8 sont équipées d'un système de changement de pas 45. L'axe de rotation des pales est creux et il débouche dans une enceinte annulaire 46 alimentée en hydrogène liquide par un canal annulaire 47 réalisé entre les chambres 19,20 et le support interne 42 du palier de la turbine 22. Au dela de Mach 3, un débit de CH2 en provenance de la vanne 35 par le canal 47 refroidit les pales du compresseur 8, puis il est évacué dans la veine, par des perçages de bord de fuite des pales 8 et va se mélanger dans le canal à l'hydrogène du système de rechauffe 11. Le deuxième module de turbine 9 comporte quatre étages d'aubes orientées vers l'extérieur. Le tambour 48 portant les aubes est solidaire à l'aval de l'étage de compression 9 et comporte à l'amont un labyrinthe 49. Le deuxième étage de compresseur 9 est constitué de pales équipées d'un dispositif de changement de pas 50. Comme pour le premier étage, l'axe de rotation creux s'ouvre sur une enceinte annulaire 51 alimentée en hydrogène par un canal annulaire 52 formé entre le carter interne de sortie turbine 40 et le support interne de palier 42. Les pales du compresseur 9 sont également percées sur leur bord de fuite et l'hydrogène qui les a refroidi sort par ces orifices d'injection pour aller se mélanger dans le canal à l'hydrogène du système de rechauffe 11. Les deux circuits de refroidissement ainsi décrits comportent, entre la vanne 35 et les canaux d'amenée 47 ou 52, des échangeurs de chaleur 53 et 54 formés par des enroulements des tubulures 36 et 37dans les bras support 7 (ou par une-structure creuse sinueuse adaptée desdits bras support). Dans ces échangeurs, l'hydrogène liquide se réchauffe partiellement à un niveau tel qu'après s'être à nouveau échauffé en refroidissant les parties mobiles des turbines et les aubes de compresseur, il ressortira dans la veine à l'état gazeux. Le fonctionnement d'un tel propulseur est le suivant. Pour le démarrage du propulseur et son accélération la chambre du moteur fusée 19 est alimentée en oxygène par la turbopompe 26, et en hydrogène par la turbopompe 29 la vanne 31 et la canalisation 32. L'allumage est assuré par un allumeur électrique ou pyrotechnique. Les gaz de combustion constitués d'n mélange H20 + H2 + 02 se détendent dans les turbines 22, 23, lesquelles entraînent les deux compresseurs 8 et 9. L'oxygène, apporté par l'air atmosphérique capté par la manche 1 et comprimé par les étages B et 9, vient se mélanger à la sortie du canal 24 aux gaz riches en hydrogène. Ce mélange est brûlé dans le système de post- combustion 12. Au delà de Mach 3, il est nécessaire de refroidir les aubes des compresseurs 8 et 9 et les bras support 7 du carter. Pour ce faire on ouvre la vanne 35, jusqu'alors fermée, de façon à alimenter les échangeurs 53 et 54 ainsi que les cavités 47, 52 et les aubes 8 et 9. L'hydrogène, ayant refroidi ces organes, s'échappe ensuite par les orifices de bord de fuite des pales pour se mélanger dans la veine principale, à l'air atmosphérique. La transition vers le mode stato s'effectue par l'arrêt progressif du compresseur en diminuant le débit du générateur de gaz 19 au moyen d'une diminution de débit des turbopompes 26 et 29 et par la mise en drapeau simultanée des pales 8 et 9 du compresseur. Lors de l'arrêt du générateur de gaz 19, la vanne 31 est basculée pour fermer l'alimentation du moteur fusée 19 et autoriser l'alimentation des injecteurs 11 de la chambre stato, pendant que les pales du compresseur toujours refroidies assurent une injection supplémentaire dans la veine. L'air comprimé dans la manche d'entrée d'air 1 se mélange à l'hydrogène issu des pales et il s'autoenflamme. Il est à nouveau enrichi en hydrogène par les injecteurs 11 et se réchauffe au niveau de cette post-combustion. La structure de l'invention permet de réaliser un propulseur compact et léger ne nécessitant pas de réducteur ni de redresseur pour le compresseur. Elle utilise une turbine contrarotative à rendement élevé pour. le fonctionnement en turbofusée tandis que le ll fonctionnement stato est facilité par la "transparence" du compresseur mis en drapeau, ce qui assure une poussée accrue par une diminution des pertes de charges. REVENDICATIONS 1. Propulseur combiné turbofusée stato comportant en aval d'une manche d'entrée d'air (1), un compresseur d'air à deux étages de rotors (8,9) disposés dans une veine formée entre un carter externe (4,5) et un corps central (5,6), le carter et le corps étant maintenus entre eux par des bras structuraux (7), lesdits étages de rotor étant entraînés par une turbine de puissance propulsée par les gaz de combustion d'un générateur de gaz (19) à ergols liquides, propulseur caractérisé en ce que les deux étages (8,9) du compresseur sont contrarotatifs, en ce que la turbine de puissance est constituée de deux modules de turbine (22,23) contrarotatifs imbriqués, disposés dans le corps central du moteur, loncitudinalement entre les deux étages du compresseur qu'ils entraînent et en ce que le générateur de gaz (19) est disposé axialement dans le corps central en arrière des modules de turbine (22,23), le générateur alimentant la turbine au travers d'une chambre d'éjection (20) centrale. 2. Propulseur combiné selon la revendication 1 caractérisé en ce que le générateur de gaz (19) est alimenté par l'aval en carburant et en comburant au travers des bras structuraux (7) en ce Qu'il gcénère ses gaz propulsifs dans la chambre centrale (20) d'éjection axialement vers l'amont, en direction d'une chambre annulaire (21) interne au tambour commun à l'étage de compresseur amont (8) et au module externe (22) de turbine, chambre dans laquelle les gaz effectuent un changement de sens pour parcourir les turbines de puissance (22,23) de l'amont vers l'aval, avant d'être éjectés dans la veine en aval de la chambre de combustion du mode stato par des canaux longitudinaux (24) traversant le corps central (6,38). 3. Propulseur combiné selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif de post- combustion du mélange d'air comprimé et des gaz issus de la turbine (22, 23) en mode turbofusée, ledit dispositif de post-combustion comportant des anneaux accroche-flamme (12) supportés par le cône aval (6) du corps central en aval du plan de sortie des canaux d'éjection (24) des gaz de turbine. 4. Propulseur selon l'une des revendications 1 à 3 caractérisé en ce qu'il comporte un circuit de carburant alimenté depuis un réservoir (28) par une curbopompe (29), débitant le carburant Liqulde vers un échangeur de chaleur (14) disposé sur la paroi de tuyère, o le carburant reçoit de l'énergie et dont il ressort à l'état gazeux vers un distributeur (31) permettant son injection, soit vers le générateur de gaz (19) au travers des bras structuraux (7) pour le fonctionnement en turbofusée, soit vers des injecteurs radiaux (11) disposés dans la chambre de combustion pour le fonctionnement du propulseur en statoréacteur. 5. Propulseur selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte entre le générateur de gaz et les turbines de puissance des circuits de refroidissement (46,47 51,52) des pièces tournantes des turbines, le refroidissement étant obtenu par circulation de carburant liquide à très basse température dans lesdits circuits, ceux-ci étant alimentés par la turbopompe (29) en dérivation de l'échangeur de chaleur (14). 6. Propulseur selon la revendication 5 caractérisé en ce qu'il comporte deux circuits de refroidissement en parallèle, en ce que chaque circuit respectivement 47. 52) débouche dans une cavité annulaire (resp 46, 31) d'un 264851; des rotors (resp 8, 9) de compresseur, ladite cavité étant en liaison avec des cavités internes des aubes (8,9) creuses, dudit rotor de compresseur pour assurer un refroidissement interne des pales des aubes, ces dernières comportant 'sur leur bord de fuite des orifices d'évacuation du carburant liquide, aptes à injecter ce dernier dans la veine d'air comprimé en amont de la chambre de combustion. 7. Propulseur selon l'une des revendications 5 ou 6, caractérisé en ce que le circuit d'alimentation des circuits de refroidissement comporte un distributeur (35) apte à sélectionner l'alimentation de l'un ou l'autre des circuits ou des deux circuits ou l'arrêt d'alimentation. 8. Propulseur selon la revendication 7 caractérisé en ce cue le circuit d'alimentation de chaque circuit de refroidissement traverse les bras structuraux (7) du propulseur selon un agencement sinueux (53, 54) apte à assurer le refroidissement desdits bras structuraux. 9. Propulseur selon l'une des revendications 1 à 8 caractérisé en ce que les aubes des deux étages du compresseur sont des aubes à calage variable, la plage de calage des aubes s'étendant jusqu'à la mise en drapeau desdites aubes pour le fonctionnement du propulseur en statoréacteur. 1C. Propulseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 9 caractérisé en ce qu'il comporte une entrée d'air (i) bidimensionnelle. 11. Propulseur selon la revendication 10 caractérisé en ce que l'entrée d'air (1) est à section variable. 12. Propulseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, caractérisé en ce qu'il comporte une tuyère de sortie (15) convergente-divergente à section variable. 13. Procédé de fonctionnement du propulseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 12 dont le carburant est de l'hydrogène liquide et le comburant de l'oxygène caractérisé en ce que - du démarrage et jusqu'à une altitude o la vitesse de vol est de Mach 3, on alimente le générateur 19 en hydrogène gazeux en aval de-l'échangeur de tuyère (14), et en oxygène au moyen des turbopompes (29,26), ledit générateur (19) entrainant les turbines (22,23), on mélange les gaz de combustion du générateur de gaz (19) à l'oxygène de l'air atmosphérique comprimé par le compresseur (8,9) et on fait subir une post--combustion audit mélange avant de l'éjecter par la tuyère (15), - à partir de Mach 3 et jusqu'au fonctionnement en statoréacteur, on refroidit les parties tournantes et les pales (8,9) de compresseur en sélectionnant l'ouverture des deux circuits de refroidissement, par le distributeur (35), - à partir de Mach (4,5), on effectue une transition de fonctionnement vers le mode stato par diminution de l'alimentation du générateur de gaz (19) et par la mise en drapeau simultanée des pales (8,9) des compresseurs, les pales (8,9) des compresseurs continuant à être refroidies; - on sélectionne l'alimentation des injecteurs (11) et l'arrêt d'alimentation du générateur de gaz (19) en ergols liquides, les pales des compresseurs (8,9) continuant à être alimentées en hydrogène et on brûle dans la chambre de combustion le mélange formé par l'air comprimé dans la manche d'entrée (1) et l'hydrogène injecté par les aubes (8,9), enrichi en H2 par les injecteurs radiaux (11).