Brevet FR2780449A1 — publié le 19991231

Arrière-plan de l'invention L'invention concerne un dispositif capable de délivrer une poussée modulable de façon commandée pour le pilotage d'engins aérospatiaux tels que des missiles, des lanceurs ou encore des satellites, en utilisant le principe de propulsion par réaction ou par éjection de gaz. Le principe de pilotage d'un engin aérospatial par des dispositifs délivrant une poussée modulable perpendiculairement à l'axe de l'engin pour lui faire suivre une trajectoire commandée (pilotage en force) ou corriger son attitude (pilotage en moment) est déjà bien connu. Chaque dispositif de poussée modulable comprend habituellement une vanne alimentée par un générateur de gaz et commandée par un actionneur, lui-même piloté par un calculateur de bord au moyen de signaux électriques. Pour les vannes axisymétriques, il est classique d'utiliser un pointeau mobile dont la position dans l'écoulement des gaz, commandée par un actionneur proportionnel, détermine la section de passage des gaz qui sortent par une tuyère à divergent fixe, et détermine donc le niveau de poussée, suivant le principe de propulsion par réaction. Dans les systèmes propulsifs à pointeau mobile classiques, une part importante de la poussée est reprise par la paroi du divergent (intégrale surfacique des pressions statiques). La longueur du divergent fixe devrait donc être importante pour maximiser la poussée. Elle est toutefois limitée en pratique pour tenir compte des phénomènes d'adaptation à la pression extérieure, de sorte que la longueur du divergent fixe résulte d'un compromis entre ces exigences contradictoires. Aussi, les dispositifs classiques à pointeau mobile et divergent fixe présentent deux inconvénients: encombrement relativement important suivant l'axe de la poussée et défaut permanent d'optimisation de la poussée produite, ces inconvénients étant plus particulièrement sensibles pour des applications à des engins de diamètre relativement petit et dont l'altitude varie fortement en vol, tels que des missiles intercepteurs sol-air. Objet et résumé de l'invention Il est souhaitable de pouvoir réaliser des dispositifs de poussée modulable pour le pilotage d'engins aérospatiaux présentant un encom- brement réduit, notamment dans la direction de la poussée, et ayant, par conséquent, du fait de leur compacité, une meilleure aptitude à l'intégration dans l'engin et une masse moins importante. Il est souhaitable aussi de réaliser des dispositifs de poussée non seulement compacts, mais capables aussi de délivrer une poussée optimale quelle que soit la pression extérieure, donc quelle que soit l'altitude. A cet effet, la présente invention propose un dispositif comprenant: un pointeau mobile, un corps de vanne comportant une chambre entourant partiellement le pointeau, au moins une ouverture d'admission de gaz s'ouvrant dans la chambre, et une ouverture de sortie de gaz s'ouvrant dans la chambre et délimitée par une partie de paroi qui détermine avec une partie de nez du pointeau une section de sortie de gaz hors de la chambre; et des moyens d'actionnement pour commander la position du pointeau dans le corps de vanne par action sur une partie d'extrémité arrière du pointeau, dispositif dans lequel le nez du pointeau mobile présente un profil concave aérodynamique et la partie de paroi qui délimite la sortie de la chambre est conformée de manière à pouvoir diriger les gaz sortants essentiellement vers la concavité du nez de pointeau. Ainsi, le pointeau remplit à la fois la fonction d'organe mobile permettant une modulation de poussée par réglage de la section de sortie de gaz et la fonction d'organe principal de reprise de la poussée produite. De la sorte, et contrairement aux dispositifs classiques de poussée modulable, il n'est pas nécessaire de prolonger la sortie de gaz de la chambre par un divergent, ou alors de façon très raccourcie. Le jet de gaz sortant est confiné à sa périphérie par l'effet de la pression atmosphérique environnante et s'adapte automatiquement aux variations de pression ambiante produisant ainsi toujours une poussée optimale en fonction de l'altitude. Une telle architecture de dispositif de poussée avec un corps central en forme de pointe tronquée, ou non, à profil concave aérodynamique, et avec une tuyère au moins en partie virtuelle et auto-adaptable est connue en soi, notamment sous l'appellation "tuyère à détente-déflexion", ou l'appellation anglaise "aerospike". Elle a été proposée pour la propulsion d'engins aérospatiaux. Il a même été suggéré dans les documents US 3888419 et US 3989 191 de ménager une possibilité limitée de variation d'intensité et de direction de la poussée par modification de la position d'une partie avant d'un corps central métallique au moyen d'actionneurs hydrauliques logés à l'intérieur de celui-ci. Selon une particularité avantageuse en compacité et capacité d'intégration du dispositif de poussée conforme à l'invention, le corps de vanne est noyé dans un générateur de gaz propulsifs. Le corps de vanne et le pointeau, qui sont au contact des gaz chauds, sont, de préférence, en matériau composite thermostructural, notamment en un matériau composite à matrice céramique tel qu'un matériau composite C/SiC (renfort en fibres de carbone densifié par une matrice en carbure de silicium). Selon une autre particularité du dispositif de poussée conforme à l'invention, les moyens d'actionnement sont du type proportionnel, permettant une modulation complète de la poussée entre tout et rien. Les moyens d'actionnement sont par exemple de type électromécanique et peuvent être reliés au pointeau par un arbre rotatif muni d'un excentrique engagé dans une gorge périphérique de la partie d'extrémité arrière du pointeau. Selon encore une autre particularité du dispositif de poussée conforme à l'invention, les moyens d'actionnement sont isolés thermiquement par rapport aux gaz chauds circulant dans le corps de vanne. Brève description des dessins - la Figure 1 des dessins annexés présente un exemple de montage de vannes proportionnelles indépendantes coplanaires logées dans un générateur de gaz pour le pilotage en force d'un missile intercepteur à calibre limité; -la Figure 2 représente un mode de réalisation particulier d'un dispositif de poussé modulable conforme à l'invention, vu en partie arraché; et - la Figure 3 est une vue en coupe montrant, en partie supérieure, l'intégration du dispositif de la Figure 2 dans un engin et, en partie inférieure, à titre de comparaison, I'intégration d'un dispositif de poussée modulable de l'art antérieur. Description de modes préférés de réalisation La figure 1 illustre l'intégration de plusieurs dispositifs 1 de poussée modulable conformes à l'invention dans un engin aérospatial tel qu'un missile intercepteur 2 à calibre limité. Par calibre limité, on entend ici un diamètre relativement faible du corps du missile. Les dispositifs de poussée 1 délivrent des poussées modulables dans des directions (flèches F) sensiblement normales à l'axe principal A de l'engin 2. Ils sont commandés par des actionneurs logés dans des carters étanches 4 et pilotés par un calculateur de bord de l'engin. Dans l'exemple illustré, les dispositifs de poussée modulable sont au nombre de 4, répartis régulièrement autour de l'axe A de l'engin 2 et de façon coplanaire, c'est-à-dire délivrant des poussées dans des directions situées dans un même plan orthogonal à l'axe A. Les dispositifs de poussée 1 sont noyés à l'intérieur même d'un générateur de gaz 3 qui produit les gaz propulsifs alimentant les dispositifs de poussée. Sur la figure 1, les organes de l'engin 2, autres que l'ensemble des dispositifs de poussée modulable 1, ne sont pas représentés. On se référera maintenant aux Figures 2 et 3 (partie supérieure) qui illustrent plus en détail un des dispositifs de poussée modulable de la figure i. Le dispositif de poussée modulable 1 comprend un pointeau axisymétrique 10 mobile à l'intérieur d'un corps de vanne 20. Le corps de vanne est noyé dans un générateur de gaz chauds 30 et est fixé, par exemple par vissage, à l'enveloppe extérieure 32 d'un engin aérospatial à piloter, par exemple un missile. A cet effet, le corps de vanne 20 est muni d'une collerette circulaire 21 qui s'appuie sur la paroi interne d'une partie surépaissie 33 de l'enveloppe 32 avec interposition d'une bague isolante cylindrique 34 à section méridienne en L. Des joints d'étanchéité toriques , 36 sont interposés entre la bague 34 et la collerette 21 et entre la bague 34 et la paroi interne de l'enveloppe 32. Le pointeau 10 est mobile suivant une direction A transversale par rapport à la direction longitudinale de l'engin à piloter. Il comprend une tige cylindrique 12 coulissant à l'intérieur d'un logement cylindrique 22 du corps de vanne avec interposition d'un segment d'étanchéité annulaire 23 logé dans une rainure périphérique de la tige 12. A sa partie d'extrémité avant, ou nez 14, le pointeau 10 présente une partie renflée 14a qui se situe dans une chambre 24 du corps de vanne de diamètre supérieur à celui du logement 22. Entre la partie renflée 14a et son extrémité avant, le pointeau 10 présente une partie 15 de diamètre décroissant formant un profil concave aérodynamique. La chambre 26 présente une ouverture de sortie de gaz 25 délimitée par le col géométrique 37 d'un insert axisymétrique 38 vissé dans un logement cylindrique formé par une partie avant 26 du corps de vanne. Le col géométrique 37 fait office de siège pour le nez 14 du pointeau. L'insert 38 s'appuie sur un rebord interne 26a du corps de vanne, avec interposition d'un joint d'étanchéité 39. Une ou plusieurs lumières 27 d'admission des gaz propulsifs sont formées dans la paroi périphérique de la chambre 26 (voir aussi figure 1). A son extrémité arrière opposée au nez 14, le pointeau 10 présente une gorge périphérique 16. Un alésage axial 17 traverse le pointeau 10 sur toute sa longueur. La position du pointeau dans le corps de vanne est commandée au moyen d'un actionneur électromécanique 40. Celui-ci est relié au pointeau par un arbre 41 supporté par fourreau 42 et terminé par un excentrique 43 engagé dans la gorge 16. Le fourreau 42 est vissé dans un logement cylindrique 28 du corps de vanne jusqu'à venir en butée contre un rebord 28a formé dans le corps de vanne. Un joint d'étanchéité annulaire 44 est interposé entre le fourreau 42 et le rebord 28a. Le logement 28 a un axe orthogonal à celui du logement 22. Le fonctionnement du dispositif de poussée décrit ci-dessus est le suivant. Les gaz chauds produits par le générateur de gaz et admis dans la chambre 24 à travers les lumières 27 sont éjectés à travers la sortie 25 en étant dirigés sur la surface concave 15 du nez 14 du pointeau. A cet effet, la partie de la paroi interne 29 qui borde l'ouverture 25 forme avec l'axe A un angle a supérieur à 45 , de préférence supérieur à 60 et pouvant atteindre afin de diriger les gaz sur la surface 45 légèrement vers l'avant, voire normalement à l'axe A. Cette partie de paroi interne 29 est, dans l'exemple illustré, formée par des parties de paroi interne du corps de vanne 20 et de la pièce 38 qui se raccordent l'une à l'autre. La poussée exercée est ainsi reprise principalement par le pointeau 10 dans la direction A, latéralement par rapport à l'engin. A l'extérieur de la sortie de gaz 25, la pièce 38 peut être réalisée de manière à former une tuyère très raccourcie avec une amorce de divergent 28a se raccordant au col géométrique 37. Cela n'est toutefois pas indispensable en l'absence d'écoulement aérodynamique externe suivant l'axe de l'engin, I'enveloppe du jet de gaz sortant prenant une forme qui s'adapte automatiquement à la pression extérieure en "s'appuyant" sur l'atmosphère environnante. Le dispositif pourra donc éventuellement être totalement dépourvu de divergent de tuyère. Dans le cas d'un missile ou d'un lanceur fonctionnant dans l'atmosphère, on aura toutefois avantage à maintenir une longueur minimale de divergent pour faire office de capotage aérodynamique et limiter les interactions du jet de gaz éjectés au niveau du pointeau avec l'écoulement externe le long du corps de l'engin. La Figure 3 (partie inférieure) montre la forme qu'il conviendrait de donner à une tuyère 58 en utilisant un pointeau 50 dépourvu de nez aérodynamique optimisé de type "aérospike", comme dans l'art antérieur, et obtenir une performance équivalente. La comparaison des parties inférieure et supérieure de la Figure 3 montre le gain d'encombrement considérable apporté par l'invention tout en maintenant le nez du pointeau masqué par rapport aux écoulements externes le long de l'enveloppe 32 de l'engin. De plus, dans l'art antérieur, la tuyère fixe est de forme prédéterminée, non adaptée à des conditions de vol de l'engin à différentes altitudes. La rotation de l'arbre 41 au moyen de l'actionneur 40 permet, par déplacement de l'excentrique dans la gorge 16, de faire coulisser le pointeau dans le logement 22, donc de faire varier la section de sortie des gaz et, par voie de conséquence, I'intensité de la poussée reprise par le pointeau. On utilise de préférence un actionneur proportionnel, ce qui permet de régler la poussée à toute valeur désirée. L'alésage 17 permet d'équilibrer les pressions qui s'exercent aux extrémités du pointeau, de sorte que le déplacement du pointeau est facilité. Les différents dispositifs semblables de poussée modulable répartis à la périphérie de l'engin à piloter permettent, par combinaison entre les poussées exercées, de produire la composante de poussée latérale nécessaire, le cas échéant, à la correction de l'attitude de l'engin, ou à la déviation de la trajectoire (pilotage en force). Le pointeau 10 et le corps de vanne 20 sont exposés directement aux gaz chauds, ceux-ci étant même dirigés contre le nez du pointeau. Il est donc nécessaire d'utiliser pour leur réalisation des matériaux capables de résister à des températures élevées. On utilisera de préférence un matériau composite thermostructural. Les matériaux composites thermostructuraux sont remarquables par leur légèreté, leurs bonnes propriétés mécaniques et par leur capacité à les conserver à hautes températures. Ils sont formés d'un renfort fibreux en fibres réfractaires, notamment carbone ou céramique, densifié par une matrice réfractaire également telle qu'en carbone ou céramique. Compte tenu du niveau de température et des sollicitations physico-chimiques (érosion) rencontrés, on utilise de préférence un matériau composite à matrice céramique (CMC) tel qu'un matériau composite C/SiC à renfort en fibres de carbone et matrice en carbure de silicium. L'utilisation de matériaux composites thermostructuraux permet en particulier de s'affranchir des systèmes complexes de refroidissement utilisés sur la plupart des tuyères à corps central connues aujourd'hui. L'arbre 41 du dispositif d'actionnement pourra être réalisé dans le même matériau. L'actionneur 40, du fait de son éloignement des gaz chauds, n'est pas soumis aux mêmes températures élevées. Il est isolé thermiquement en interposant des couches de matériau isolant le long du trajet de l'arbre 41 et en étant logé dans le carter étanche 4. Quant aux différents joints d'étanchéité, ils peuvent être réalisés en matériau à base de graphite, dans les parties exposées aux températures les plus élevées. REVENDICATIONS 1. Dispositif de poussée modulable pour le pilotage d'engin aérospatial, par génération d'une poussée dirigée sensiblement perpendiculairement à un axe principal de l'engin, le dispositif de poussée comprenant: un pointeau mobile (10); un corps de vanne (20) comportant une chambre (24) entourant partiellement le pointeau, au moins une ouverture (27) d'admission de gaz s'ouvrant dans la chambre, et une ouverture de sortie de gaz (25) s'ouvrant dans la chambre et délimitée par une partie de paroi qui détermine avec une partie de nez (14) du pointeau une section de sortie de gaz hors de la chambre; et des moyens d'actionnement (40, 41, 43) pour commander la position du pointeau dans le corps de vanne par action sur une partie d'extrémité arrière du pointeau, caractérisé en ce que le nez (14) du pointeau mobile (10) présente un profil concave aérodynamique (15) et la partie de paroi (29) qui délimite la sortie (25) de la chambre est conformée de manière à pouvoir diriger les gaz sortant essentiellement vers la concavité du nez de pointeau. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que la sortie de gaz (25) est formée par un col géométrique (37) qui se raccorde à I'extérieur de la sortie de gaz à une amorce de divergent (38a) formant une tuyère très raccourcie. 3. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est dépourvu de divergent de tuyère à l'extérieur de la sortie de gaz. 4. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le corps de vanne (20) est noyé dans un générateur de gaz propulsifs (3). 5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que les moyens d'actionnement sont noyés dans le générateur (31) de gaz propulsifs et isolés thermiquement par rapport aux gaz produits par le générateur. 6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le corps de vanne (20) et le pointeau (10) sont en un matériau composite thermostructural. 7. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que le corps de vanne (20) et le pointeau (10) sont en un matériau composite à matrice céramique. 8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que le pointeau (10) est muni d'un alésage axial (17) sur toute sa longueur. 9. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que les moyens d'actionnement sont de type proportionnel. 10. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que les moyens d'actionnement comportent un actionneur électromécanique (40) relié au pointeau par une liaison mécanique (41, 43). 11. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que les moyens d'actionnement comportent un arbre (41) muni d'un excentrique (43) engagé dans une gorge (16) formée dans la partie d'extrémité arrière du pointeau.