Brevet FR2666850A1 — publié le 19920320

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 dont la combustion engendre un gaz réducteur, donc un gaz combustible. On peut considérer, au moins en première approximation, 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 proportion 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'etre dit. Il convient également de rappeler que l'on a déjà propose, pour augmenter les performances du propulseur de type statoréacteur, d'entretenir, dans la chambre de combustion aérobie, une combustion entre l'air comburant et un combustible solide ablatable disposé sur tout ou partie des parois de ladite chambre de combustion aérobie. Le combustible solide subit, par suite de la combustion qui en élève la température, un phénomène d'ablation qui provoque sa régression. Des moyens sont alors prévus pour provoquer le démarrage de cette combustion air comburant - combustible solide ablatable de tels moyens peuvent être constitués par un allumeur spécial, ou peuvent être obtenus en donnant au combustible solide ablatable une composition telle qu'il présente des propriétés d'hypergolicité par rapport à l'air. Un propulseur de ce type présente des performances élevées, mais il présente aussi un certain nombre d'inconvénients ; en effet, on rencontre des difficultés techniques importantes lorsque la vitesse de l'écoulement interne, dans la chambre de combustion, est élevée, c'est-à-dire correspond à un nombre de Mach supérieur à 0,40. A ces vitesses élevées, la combustion air comburant - combustible solide ablatable est difficile à stabiliser et la plage de fonctionnement d'une telle chambre de combustion aérobie est très étroite. L'invention a donc aussi pour but de remédier à ces inconvénients en obtenant une combustion stable. Le propulseur conforme à l'invention comporte une chambre de combustion aérobie alimentée par un générateur de gaz combustible et par au moins une entrée d'air, et il est caractérisé par le fait qu'une partie au moins des parois intérieures de cette chambre de combustion aérobie est recouverte par un combustible solide ablatable, par le fait que le générateur de gaz combustible est essentiellement constitué par un propergol solide dont la combustion, de préférence par autopyrolyse, engendre un gaz réducteur, et par le fait que des moyens de déclenchement sont prévus pour qu'il se produise5 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 combustion stable entre l'air comburant et le combustible solide ablatable. Ces moyens peuvent être constitués par un allumeur spécial, ou peuvent être obtenus en donnant au propergol solide du générateur de gaz une composition telle que le gaz réducteur qu'il engendre présente des propriétés d'hypergolicité par rapport à l'air. Le propulseur peut avantageusement être agencé pour que la combustion primaire soit tourbillonnaire. A cet effet, on peut prévoir une injection du gaz réducteur dans la ou les amenées 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 où le propulseur comporte cette chambre de combustion amont5 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. Le débit initial du gaz réducteur est ajusté par la géométrie du bloc de combustible solide ablatable et la pression de combustion entre l'air comburant et ce combustible solide ablatable. La combustion dans la chambre aérobie se développe normalement à partir du noyau de combustion stabilisé en amont. Dans ce noyau de combustion, on constate, en effet, une richesse moyenne cons tante voisine des proportions stoechiométriques, l'air non utilisé dans cette combustion (que l'on pourrait qualifier de combustion pilote") étant réchauffé pour participer à la combustion avec le combustible solide ablatable. L'invention consiste, mises à part les dispositions dont il vient d'être question, en certaines autres dispositions qui s'u tilisent de préférence en même temps, et qui seront plus explici tement décrites ci-après. L'invention pourra, de toute façon, être bien comprise à l'aide du complément de description qui suit ainsi que du dessin ci-annexé, lesquels complément et dessin sont relatifs à un mode de réalisation préféré de l'invention et ne comportent, bien entendu, aucun caractère limitatif. La fig. 1, de ce dessin, est une vue en coupe d'un missile équipé d'un propulseur de type statoréacteur selon l'invention, le propulseur étant représenté dans sa phase mise en vitesse. La fig. 2 est une vue en coupe de ce même missile, mais représenté dans sa phase croisière Sur ces figures, on a représenté un missile 1 dont la partie avant la abrite une charge utile et dont la partie arrière lb 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, 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 fig. 1 et 2. Une partie au moins des parois intérieures de cette chambre de combustion aérobie 2 sont recouvertes par un combustible solide ablatable 6. Par l'expression "combustible solide ablatable, on désigne un combustible solide qui, dans des conditions 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 en phase gazeuse et un gaz comburant. Le générateur de gaz combustible 4 est constitué par un pro pergol 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 et le combustible solide ablatable 6. Ces moyens peuvent être constitués par un allumeur spécial disposé en amont 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 amenées d'air 5 (variante non représentée) ou une injection du gaz réducteur dans une chambre de combustion amont 8 située en amont de la chambre de combustion aérobie 2 (fig. 2). 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. 2) dans le but de développer et entretenir une combustion tourbillonnaire. Pour amener le propulseur à la vitesse minimale à partir de laquelle la chambre de combustion aérobie 2 peut entrer en 'fonc- tionnement, on peut disposer, dans cette chambre de combustion aérobie 2, un moteur-fusée éjectable il (fig. 1). 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 chambre 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 de propergol 12 garnissant alors cette partie divergente. Le débouché 5a 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 connusde l'homme de l'art) avant l'entrée en fonctionnement de la chambre aérobie 2. La fig. 1 montre la configuration du missile 1 avec le moteurfusée 11 à l'intérieur de la chambre de combustion aérobie 2 ; cette configuration dure pendant toute la phase mise en vitesse. La fig. 2 montre 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. On peut noter que l'allumage du propergol 12 du moteur-fusée 11 (allumage déclenché par un allumeur classique non représenté) peut provoquer 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. A titre d'exemple, on indique ci-dessous le déroulement du fonctionnement du propulseur - Temps O : Ordre d'allumage du propergol 12 du moteur-fusée 11. - Temps + O,ls: Montée en pression jusqu'à 70 bars dans la chambre de combustion (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 pro pergol solide 7 du générateur de gaz combustible 4 continue. - Temps + 4,vis: Fin de la queue de poussée du propergol 12 du mo teur-fusée 11, éjection des trappes éjectables 14 (éjection provoquée par une différence de pression de l'ordre de 0,2 bar) et éjection des résidus du chargement du moteur-fusée 11. - Temps + 4,2s: Début du fonctionnement de la chambre de combustion 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'éta blit donc avec le gaz combustible issu du générateur de gaz 4 et se poursuit avec le gaz résultant de l'ablation du combustible solide ablatable 6. La durée totale de la combustion est d'environ 20 s. - Temps + 20s :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.pn dans laquelle Vb est la vitesse de combustion et a est une constante 0,20 4 n 4 o,60, n 0,60, dans la gamme de 0,5 à 10 bars. - 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 de l'engin. Un tel propergol autopyrolysable peut être constitué 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 cidessous - 60% d'Afcolène et 40% de polybutadiène, - 40% de polyéthylène et 60% de polybutadiène, - 80% d'Anthracène et 20% de polybutadiène. Finalement et quel que soit le mode de réalisation adopté, on dispose d'un propulseur de type statoréacteur qui présente les avantages principaux suivants - le propulseur permet d'atteindre des performances telles qu'elles sont comparables à celles d'un propulseur à combustible et comburant liquides, et ce tout en conservant intégralement les avantages d'un propulseur à poudre, - 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 en raison de l'adaptation du débit du gaz combustible engendré par le générateur de gaz avec la pression régnant dans la chambre de combustion aérobie, - le propulseur présente donc la faculté de s'adapter automatique ment à la vitesse et à l'altitude du missile, - le propulseur présente des qualités de fiabilité en ce qui con cerne l'allumage du propergol autopyrolysable et du combustible solide ablatable, cet allumage étant provoqué par le seul allu mage du moteur-fusée éjectable, c'est-à-dire par la mise à feu du missile, - le propulseur est facile à réaliser, d'un faible coût tout en présentant une grande fiabilité. 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 qu'une partie au moins des parois intérieures de cette chambre de combustion aérobie (2) est recouverte par un combustible solide ablatable (6), par le fait que le générateur de gaz combustible (4) est essentiellement constitué par un propergol solide (7) dont la combustion engendre un gaz réducteur, 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 aérobie (2), une combustion primaire qui élève la température de l'air à une valeur telle qu'il se produise une combustion stable entre l'air comburant et le combustible solide ablatable (6). 2 - Propulseur selon la revendication 1, caractérisé par le fait que la combustion du propergol solide (7) du générateur de gaz combustible (4) s'effectue par autopyrolyse. 3 - Propulseur selon la revendication 1 ou 2, caractérisé par le fait que les moyens de déclenchement sont constitués par un allumeur spécial. 4 - Propulseur selon la revendication 1 ou 2, caractérisé par le fait que les moyens de déclenchement sont obtenus en donnant au propergol solide (7) du générateur de gaz (4) une composition telle que le gaz réducteur qu'il engendre présente des propriétés d'hypergolicité par rapport à l'air. 5 - Propulseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé par le fait qu'il est agencé pour que la combustion primaire soit tourbillonnaire. 6 - Propulseur selon la revendication 5, caractérisé par le fait que l'injection du gaz réducteur s'effectue dans la ou les amenées d'air (5) et/ou dans une chambre de combustion amont (8) située en amont de la chambre de combustion aérobie (2). 7 - Propulseur selon la revendication 6, caractérisé 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. 8 - Propulseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, 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. 9 - Propulseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé par le fait qu'il comprend un moteur-fusée (11) comportant des moyens pour éjecter les résidus du chargement.