Brevet FR2661454A1 — publié le 19911031

Perfectionnements apportés aux propulseurs de type stato- réacteur. L'invention est relative aux propulseurs de type statoréacteur comportant une chambre de combustion aérobie, généralement équipée d'une tuyère, alimentée par un générateur de gaz combustible et par au moins une entrée d'air. Il est connu de constituer le générateur de gaz par un propergol solide appelé communément masse réactive solide, dont la combustion engendre un gaz réducteur, donc un gaz combustible. On peut considérer, au moins en première appro- ximation, que les performances d'un tel propulseur sont d'autant plus élevées que le propergol contient d'éléments réducteurs; cependant, ce propergol doit aussi contenir des éléments oxydants dans une propor- tion juste suffisante pour assurer la combustion, notamment la température de pyrolyse, si l'on désire provoquer la combustion du propergol par autopyrolyse. Or, le fait que le propergol contient des éléments oxydants diminue les performances du propulseur si l'on se place du point de vue de la combustion entre le gaz combustible délivré par le générateur de gaz et l'air comburant. L'invention a pour but un propulseur qui permet d'atteindre des performances plus élevées que celles d'un propulseur établi comme il vient d'être dit. L'invention a également pour but un propulseur de conception plus simple et plus compacte, et, par la suite, plus facile à réaliser et moins coûteux à fabriquer. Les buts de l'invention sont atteints avec un propulseur de type statoréacteur comportant une 2 - chambre de combustion aérobie alimentée par un généra- teur de gaz combustible et par au moins une entrée d'air, ledit propulseur étant caractérisé par le fait que, d'une part, le générateur de gaz est essentielle- ment constitué par un propergol solide dont la combus- tion engendre un gaz réducteur, et, d'autre part, des moyens de déclenchement sont prévus pour qu'il se pro- duise en amont ou à l'entrée de la chambre de combustion aérobie une combustion primaire qui élève la température de l'air à une valeur telle qu'il se produise une com- bustion stable entre l'air comburant admis par l'entrée d'air et les gaz réducteurs engendrés par la combustion du propergol solide. Dans une réalisation de l'invention, une partie au moins des parois intérieures de la chambre de combustion aérobie est recouverte par un combustible solide ablatable, la combustion primaire en amont ou à l'entrée de la chambre de combustion aérobie étant alors telle qu'il se produise une combustion stable entre l'air admis par l'entrée d'air et le susdit combustible solide ablatable Selon une première disposition de l'invention, les moyens de déclenchement sont constitués par un allumeur spécial disposé en amont ou à l'entrée de la chambre de combustion aérobie. Selon une autre disposition de l'invention, les mo- yens de déclenchement sont obtenus en donnant au proper- gol solide constituant le générateur de gaz une compo- sition telle que lesgaz réducteurs engendrés par sa combustion présentent des propriétés d'hypergolicité par rapport à l'air. Avantageusement, la combustion du propergol solide constituant le générateur de gaz s'effectue par auto- pyrolyse. 3 - Constructivement, il est possible d'avoir recours à l'um ou l'autre des dispositions suivantes: soit le générateur de gaz combustible est séparé de la chambre de combustion aérobie par un col sonique dont la section peut être réglée par un dis- positif de commande, ce qui permet de faire varier le débit de gaz réducteurs et de l'adapter au débit d'air admis (qui est fonction de la vitesse et de l'altitude du missile sur lequel est monté le propulseur), soit le générateur de gaz combustible est en liaison directe avec la chambre de combustion aérobie, ce qui permet un fonctionnement à basse pression du générateur de gaz, simplifie la conception du propulseur, le rend plus compact et moins coûteux, évite l'utilisation d'un allumeur spécial comme moyen de déclenchement dans le cas o il est prévu un propulseur à propergol solide intégré dans la chambre de combustion aérobie pour la phase de mise en vitesse du propulseur. Le propulseur peut avantageusement être agencé pour que la combustion primaire soit tourbillonnaire. A cet effet, on peut prévoir une injection du gaz réduc- teur dans la ou les entrées d'air et/ou une injection du gaz réducteur dans une chambre de combustion amont, située en amont de la chambre de combustion aérobie. Dans le cas o le propulseur comporte cette chambre de combustion amont, il est avantageux d'y introduire l'air comburant et le gaz réducteur avec des directions faisant entre elles un angle suffisant pour développer et entretenir une combustion tourbillonnaire. Dans le cas o il est prévu un combustible ablatable, le débit initial du gaz réducteur est ajusté par la géo- métrie du bloc de combustible solide ablatable et la pression de combustion entre l'air comburant et ce combustible solide ablatable La combustion dans la cham- bre aérobie se développe normalement à partir du noyau 4 - de combustion stabilisé en amont Dans ce noyau de com- bustion, on constate, en effet, une richesse moyenne constante voisine des proportions stoechiométriques, l'air non utilisé dans cette combustion (que l'on pour- rait qualifier de "combustion piloteir)étant réchauffé pour participer à la combustion avec le combustible solide ablatable. L'invention sera avantageusement appliquée sous la forme de l'une des trois variantes suivantes une première variante selon laquelle le générateur de gaz combustible est séparé de la chambre de combustion aérobie, ladite chambre de combustion aérobie comportant sur une partie au moins de ses parois intérieures, un combustible solide ablatable; cette variante allie les avantages de l'augmentation des performances éner- gétiques à celle de l'augmentation de la précision et de l'étendue de la plage de modulation du débit de gaz réducteurs, et par suite des possibilités d'adaptation à l'altitude et à la vitesse du missile sur lequel est monté le propulseur; une deuxième variante selon laquelle le générateur de gaz combustible est en liaison directe avec la chambre de combustion aérobie, ladite chambre de combustion aérobie comportant, sur une partie au moins de ses parois intérieures, un combustible solide ablatable; cette va- riante permet d'augmenter les performances énergétiques du propulseur et de conserver des possibilités importantes d'auto adaptation du débit de gaz réducteurs au débit d'air, tout en simplifiant particulièrement le système par la suppression du dispositif de commande et de l'allumeur spécial comme moyen de déclenchement; une troisième variante selon laquelle le générateur de gaz combustible est en liaison directe avec la chambre de combustion aérobie, ladite chambre de combustion - aérobie ne comportant pas de combustible solide ablata- ble; cette variante, bien que moins performante que les deux précédentes au plan énergétique, offre l'avantage d'être très simple et peu co teuse. L'invention pourra, de toute façon, être bien comprise à l'aide du complément de description qui suit ainsi que des dessins ci-annexés, lesquels complé- ment et dessins sont relatifs à différentes variantes préférées de l'invention et ne comportent, bien entendu, aucun caractère limitatif. Les fig la et lb sont relatives à la première variante de l'invention et montrent respectivement une vue en coupe d'un missile équipé d'un propulseur de type statoréacteur, le propulseur étant représenté dans sa phase "mise en vitesse" (fig lài et dans sa phase "croisière " (fig lb). Les fig 2 a et 2 b sont relatives à la deuxième variante de l'invention et montrent respectivement une vue en coupe d'un missile équipé d'un propulseur de type statoréacteur, le propulseur étant représenté dans sa phase "mise en vitesse' (fig 2 a) et dans sa phase "croisière" (fig 2 b). Les fig 3 a et 3 b sont relatives à la troisième variante de l'invention et montrent respectivement une vue en coupe d'un missile équipé d'un propulseur de type statoréacteur, le propulseur étant représenté dans sa phase "mise en vitesse" (fig 3 a) et dans sa phase "croisière"(fig 3 b). Sur ces figures, on a représenté un missile 1 dont la partie avant 1 abrite une charge utile et a dont la partie arrière 1 b abrite le propulseur établi conformément à un mode de réalisation avantageux de l'invention. Ce propulseur comporte une chambre de combustion aérobie 2 équipée d'une tuyère, 3 et alimentée, 6 - d'une part, par un générateur de gaz combustible 4, et, d'autre part, par plusieurs entrées d'air 5 dont deux seulement sont visibles sur les figures. Le générateur de gaz combustible 4 est constitué par un propergol solide 7 dont la combustion engendre un gaz réducteur; cette combustion s'opère de préférence par autopyrolyse. Des moyens sont alors prévus pour qu'il se produise, en amont ou à l'entrée de la chambre de combustion aérobie 2, une combustion primaire qui élève la température à une valeur telle qu'il se produise une combustion stable entre l'air comburant admis par les entrées d'air 5 et les gaz réducteurs engendrés par la combustion du pro- pergol solide 7. Ces moyens peuvent être constitués par un allumeur spécial disposé en amont ou à l'entrée de la chambre de combustion aérobie 2; cet allumeur est bien connu de l'homme de l'art et n'a donc pas été représenté. Ces moyens peuvent également être obtenus en donnant au propergol solide 7 du générateur de gaz combustible 4 une composition telle que le gaz réducteur qu'il engendre présente des propriétés d'hypergolicité par rapport à l'air. Le propulseur est avantageusement agencé pour que la combustion primaire soit tourbillonnaire. A cet effet, on peut prévoir une injection du gaz réducteur dans les entrées d'air 5 (solution non repré- sentée) ou une injection du gaz réducteur dans une chambre de combustion amont 8 située en amont de la chambre de combustion aérobie 2 (fig 1 b'2 bl 3 b)> Dans ce cas, il est avantageux d'introduire, dans la chambre de combustion amont 8, le gaz réducteur 10 dans le noyau de recirculation formé par l'air injecté et représenté en 9 (fig J, 2 b, 3 b) dans le but de développer et entretenir une combustion tourbillonnaire. 7 - Pour amener le propulseur à la vitesse minimale à partir de laquelle la chambre de combustion aérobie 2 peut entrer en fonctionnement, on peut disposer, dans cette chambre de combustion aérobie 2,un moteur- fusée éjectable i 1 (fig 1 a, 2 a, 3 a). Ce moteur-fusée 11 peut être simplement constitué par un bloc de propergol 12 comportant un canal central 13 débouchant directement dans la tuyère 3 de la cham- bre de combustion aérobie 2, ce moteur-fusée 11 ne comportant donc pas de tuyère. Pour former un divergent,le canal central 13 peut s'épanouir dans la partie divergente de la tuyère 3 de la chambre de combustion aérobie 2, une couche du propergol 12 garnissant alors cette partie divergente. Le débouché 5 a des entrées d'air 5 est obturé par des trappes éjectables 14, éventuellement protégées par une couche d'un matériau inhibiteur 15 Ces trappes éjectables 14 sont éjectées (par des moyens bien connus de l'homme de l'art) avant l'entrée en fonctionnement de la chambre aérobie 2. Les fig la, 2 a, 3 a montrent la configuration du missile 1 avec le moteur-fusée 11 à l'intérieur de la chambre de combustion aérobie 2; cette con- figuration dure pendant toute la phase "mise en vitesse". Les fig lb, 2 b' 3 b montrent la configuration du missile 1, une fois terminée la phase "mise en vitesse" et atteinte la phase "croisière' à partir de laquelle la chambre de combustion aérobie 2 peut être mise en fonctionnement. Si l'on se réfère à la variante de l'invention illus- trée sur les fig la et lb' le générateur de gaz combustible 4 est séparé de la chambre de combustion aérobie 2; celle-ci comporte, sur une partie au moins 8 - de ses parois intérieures, un combustible solide ablatable 6. Un col sonique 17 est prévu entre le générateur de gaz combustible 4 et la chambre de combustion aérobie 2, ce col sonique 17 étant équipé d'un dispositif de commande 18 per- mettant de régler sa section pour pouvoir faire varier le débit de gaz réducteur 10 et l'adapter au débit d'air admis. L'allumage du propergol solide 7 du générateur de gaz 4 est initié par la mise à feu d'un allumeur 16; les gaz réducteurs 10, après avoir traversé le col sonique 17 et son dispositif de commande 18, s'enflamment avec l'air admis par les entrées 5 sous l'effet des moyens de déclenchement (réaction d'hypergolicité entre les gaz réducteurs et l'air, ou présence d'un allumeur spécial) Cette combusion qui élè- ve la température dans la chambre de combustion aérobie 2 entraîne l'ablation du combustible solide ablatable 6 et la combustion des gaz réducteurs supplémentaires ainsi produits avec l'air. Lorsque le générateur de gaz 4 est en liaison directe avec la chambre de combustion aérobie 2 (fig 2 at 2 b et fig. 3 a' 3 b),le propergol solide 7 est abrité, soit dans une chambre séparée de la chambre aérobie par une paroi compor- tant une multiplicité d'orifices, soit dans la chambre de combustion aérobie elle-même, sans paroi de séparation Le générateur de gaz fonctionne alors à la pression qui règne dans la chambre de combustion aérobie 2, cette pression étant elle-même fonction des conditions de vol. Si l'on se réfère à la variante de l'invention illus- trée sur les fig 2 a et 2 b, le générateur de gaz combustible 4 est en liaison directe avec la chambre de combustion aéro- bie 2: celle-ci comporte, sur une partie au moins de ses parois intérieures un combustible solide ablatable 6 Une paroi 20 comportant une multiplicité d'orifices met la chambre du générateur de gaz 4 en communication avec la chambre de combustion aérobie 2. L'allumage du propergol 12 du moteur-fusée 11 (allumage déclenché par un allumeur classique non représenté) provo- 9 - que le déclenchement de la réaction d'autopyrolyse dans le propergol solide 7 du générateur de gaz combustible 4 On obtient alors, par une consommation réduite de ce propergol solide 7, un fonctionnement automatique du propulseur déclenché par le seul allumage du propergol 12 du moteur- fusée 11. Par l'expression "combustible solide ablatable" on désigne un combustible solide qui, dans-des conditions don- nées de température et de pression, passe de l'état solide à l'état gazeux, la combustion ayant alors lieu en milieu gazeux entre ce combustible à l'état gazeux, et un gaz comburant, par exemple de l'air. A titre d'exemple, on indique ci-dessous le déroule- ment du fonctionnement du propulseur établi selon l'une ou l'autre des deux variantes qui viennent d'être décrites. Temps O: Ordre d'allumage du propergol 12 du moteur-fusée 11. Temps + 0,1 S: Montée en pression jusqu'à 70 bars dans la chambre de combustion (pression mesu- rée au fond avant du canal central 13) du moteur-fusée 11, et déclenchement de l'autopyrolyse dans le propergol solide 7 du générateur de gaz combustible 4. Temps + 4 S Fin de la combustion du propergol 12 du moteur-fusée 11 et fin de la phase "mise en vitesse" Le missile atteint alors une vitesse d'environ Mach 2; la réaction d'autopyrolyse dans le propergol solide 7 du générateur de gaz combustible 4 continue. Temps + 4,1 S Fin de la queue de poussée du propergol 12 du moteur-fusée 11, éjection des trappes éjectables 14 (éjection provoquée par une dif- férence de pression de l'ordre de 0,2 bar) et éjection des résidus du chargement du moteur- fusée 11. Temps + 4,2 S: Début du fonctionnement de la chambre de combus- - tion aérobie 2 provoqué par la réaction d'hypergolicité entre le gaz combustible du générateur de gaz 4 et l'air délivré par les entrées d'air 5; les, conditions pour cette réaction d'hypergolicité sont réunies en fin de combustion du propergol 12 du moteur-fusée 11 La combustion primaire s'établit donc avec le gaz combustible issu du générateur de gaz 4 et se pour- suit avec le gaz résultant de l'ablation du combustible solide ablatable 6. La durée totale de la combustion est d'environ 20 s. Temps + 20 S: Fin de cette combustion. En ce qui concerne le propergol solide du générateur de gaz combustible, il peut avantageusement présenter une composition telle que son rapport K (rapport de la masse de comburant sur la masse de combustible) est inférieur ou égal à 2, et de préférence à 1. Ce propergol autopyrolysable peut également présenter les caractéristiques suivantes: exposant de pression N de la loi Vb = a p dans laquelle b Vb est la vitesse de combustion et a est une constante: 0,20 masse volumique: 1,31 g/cm. chargement annulaire ou étoilé. vitesse de combustion: 1,2 mm/s. pression de combustion entre le gaz combustible résultant de l'autopyrolyse et l'air: 3,2 bars Cette pression dépend de la vitesse et de l'altitude du missile. Plus généralement, pour la première variante, 1 ' exposant N dont il est question ci-dessus peut être compris entre 0,3 et 0,8 ( 0,3 peut être compris entre 0,3 et 1,7 ( 0,3 il - Un tel propergol autopyrolysable peut être cons- titué par un mélange de 39,03 % de polybutadiène, 40,06 % de perchlorate d'ammonium, 9,29 % de magnésium, 4,65 % de Porofor AZB, 4,65 % de Nitroguanidine et 2,32 % de fer carbonyle. Ce propergol présente un rapport K = 0,72. En ce qui concerne le combustible solide ablatable, on peut avoir recours à ceux présentant les compositions indiquées ci-dessous: 60 % d'Afcolène et 40 % de polybutadiène, % de polyéthylène et 60 % de polybutadiène, % d'Anthracène et 20 % de polybutadiène. Si l'on se réfère à la variante de l'invention illus- trée sur les fig 3 a et 3, le générateur de gaz com- bustible 4 est en liaison directe avec la chambre de combustion aérobie 2: celle-ci ne comporte pas de combustible solide ablatable. L'allumage et le déroulement du fonctionnement d'un tel propulseur sont les mêmes que ceux envisagés précédemment, à l'exception de la phase correspondant à l'ablation du combustible solide ablatable. Finalement et quel que soit le mode de réalisation adopté, on dispose d'un propulseur de type stato- réacteur qui présente tout ou partie des avantages principaux suivants: le propulseur permet d'atteindre des performances telles qu'elles sont comparables à celles d'un pro- pulseur à combustible et comburant liquides, et ce tout en conservant intégralement les avantages d'un propulseur à poudre, le propulseur est régulé en raison de la modulation du débit du gaz combustible engendré par le générateur de gaz qui peut être adapté de façon optimale au débit d'air, grâce à l'utilisation d'un dispositif de commande fonctionnant automatiquement (première variante 12 - de l'invention), le propulseur présente la faculté de s'adapter auto- matiquement à la vitesse et à l'altitude du missile, le propulseur présente une combustion stable, les parois internes de la chambre de combustion aérobie sont auto-protégées thermiquement par le combustible solide ablatable, la chambre de combustion aérobie peut abriter, pour la mise en vitesse,un moteur-fusée éjectable, et ce sans aucun risque pour la chambre de combustion aérobie, le propulseur est autorégulé par suite d'un fonction- nement du générateur de gaz combustible à une pression voisine de celle de la chambre de combustion aérobie (deuxième et troisième variantes de l'invention), le propulseur présente des qualités de fiabilité en ce qui concerne l'allumage du propergol autopyro- lysable du générateur de gaz et du combustible solide ablatable, cet allumage étant provoqué par le seul allumage du moteur-fusée éjectable, c'est-à-dire par la mise à feu du missile, (deuxime et troisième variantes), le propulseur est facile à réaliser, d'un faible coût, tout en présentant une grande fiabilité. 13 - REVENDICATIONS 1. Propulseur de type statoréacteur comportant une chambre de combustion aérobie ( 2) alimentée par un générateur de gaz combustible ( 4) et par au moins une entrée d'air ( 5), caractérisé par le fait que le générateur de gaz i( 4) est essentiellement constitué par un propergol solide ( 7) dont la combustion engendre un gaz réducteur ( 10) et par le fait que des moyens de déclenchement sont prévus pour qu'il se produise en amont ou à l'entrée de la chambre de combustion ( 2) une combustion primaire qui élève la température de l'air à une valeur telle qu'il se produise une combustion sta- ble entre l'air comburant et les gaz réducteurs. 2. Propulseur selon la revendication 1, carac- térisé par le fait qu'une partie au moins des parois intérieures de la chambre de combustion aérobie ( 2) est recouverte par un combustible solide ablatable ( 6). 3. Propulseur selon les revendications 1 et 2, ca- ractérisé par le fait que le générateur de gaz réducteur ( 4) est séparé de la chambre de combustion aérobie ( 2) par un col sonique ( 17) dont la section peut être ajustée, par un dispositif de commande ( 18), pour adapter le débit de gaz combustible au débit d'air. 4. Propulseur selon la revendication 1 ou 2, carac- térisé par le fait que le générateur de gaz réducteurs ( 4) est en liaison directe avec la chambre de combustion aé- robie ( 2) et fonctionne à une pression voisine. 5. Propulseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé par le fait que la combustion du pro- pergol solide ( 7) du générateur de gaz combustible ( 4) s'effectue par autopyrolyse. 6. Propulseur selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 5, caractérisé par le fait que les moyens de déclenchement sont constitués par un allumeur spécial. 14 - 7. Propulseur selon l'une quelconque des revendi- cations 1 à 5, caractérisé par le fait que les moyens de déclenchement sont obtenus en donnant au propergol solide ( 7) du générateur de gaz combustible ( 4) une composition telle que les gaz réducteurs qu'il engendre présentent des propriétés d'hypergolicité par rapport à l'air. 8. Propulseur selon l'une quelconque des reven- dications 1 à 7, caractérisé par le fait qu'il est agencé pour que la combustion primaire soit tourbil- lonnaire. 9. Propulseur selon l'une quelconque des reven- dications 1 à 8, caractérisé par le fait que l'injection du gaz réducteur s'effectue dans la ou les entrées d'air ( 5). 10. Propulseur selon l'une quelconque des revendi- cations 1 à 8, caractérisé par le fait que l'injection du gaz réducteur s'effectue dans une chambre de combustion amont ( 8) située en amont de la chambre de combustion aérobie ( 2). 11. Propulseur selon la revendication 10, carac- térisé par le fait que le gaz réducteur est introduit dans le noyau de recirculation ( 9), formé par l'air injecté, pour développer et entretenir une combustion tourbillonnaire dans la chambre de combustion amont ( 8). 12. Propulseur selon l'une quelconque des revendi- cations 1 à 11, caractérisé par le fait que le propergol solide ( 7) du générateur de gaz combustible ( 4) présente une composition telle que son rapport K est inférieur à 2. 13. Propulseur selon l'une quelconque des reven- dications 1, 2 ou 3, caractérisé par le fait que le propergol solide ( 7) du générateur de gaz combustible ( 4) présente une large gamme d'exposant de pression N ( 0,3, N (de quelques bars à plus d'une centaine de bars). 14. Propulseur selon l'une quelconque des re- vendications 1, 2 ou 4, caractérisé par le fait que le propergol solide ( 7) du générateur de gaz combustible ( 4) présente une large gamme d'exposant de pression n ( 0,3 d N: 1,7) à basse pression pd 20 bars. 15. Propulseur selon l'une quelconque des re- vendications 1 à 14, caractérisé par le fait qu'il comprend, pour la mise en vitesse,un moteur fusée ( 11), intégré dans la chambre aérobie ( 2).