FR 2549146 A1 19850118 FR 8311555 A 19830711 ENSEMBLE PROPULSIF POUR MISSILE STATO-REACTEUR A PROPULSEUR D'ACCELERATION INTEGRE. La présente invention a pour objet un ensemble propulsif pour missile stato-réacteur à propulseur d'accélération intégré, 05 comportant une chambre de combustion unique ( 2; 102), commune à une première phase d'accélération et à une seconde phase de croisière en stato-réacteur, chambre dans laquelle est stocké le propergol solide ( 4; 104) destiné à produire l'accélération du missile, une tuyère convergente divergente ( 3; 103) dimensionnée de façon optimum pour la propulsion en phase d'accélération, et au moins un orifice ( 5; 105) d'entrée d'air dégagé à l'issue de la phase d'accélération pour permettre l'introduction dans la chambre de combustion ( 2; 102) d'un débit d'air suffisant pour que la force de traînée du missile puisse 6 tre au moins compensée par l'éjection 15 à grande vitesse des gaz résultant de la combustion de l'air capté avec le combustible embarqué à bord du missile. L'invention concerne ainsi la propulsion de missiles du type tactique qui ont un domaine de vol se situant au sein de l'atmosphère dont l'air peut alors être utilisé comme l'un des agents de la combustion au sein d'un propulseur à stato-réacteur. L'invention se situe plus précisément dans le domaine des stato-fusées présentant deux régimes propulsifs successifs; à savoir un régime d'accélération au moyen d'un moteur fusée utilisant un combustible et un comburant qui sont tous deux embarqués à bord du missile et un régime de croisière au moyen d'un moteur à stato-réacteur utilisant comme comburant l'air atmosphérique capté par le missile en mouvement, seul le combustible étant embarqué à bord du missile. La réalisation de telles stato-fusées se heurte à des 30 difficultés du fait que la tuyère optimale pour la phase d'accélération présente une section au col très inférieure à la section au col de la tuyère qui convient pour la phase de croisière en régime stato-réacteur. Pour remédier à cela, on a déjà proposé des propulseurs 35 dits à statoréacteur et à propulseur d'accélération intégré, présentant une chambre de combustion unique dont la paroi interne est commune aux deux phases de propulsion, et comportant une tuyère convergente divergente qui est optimisée pour la phase d'accélération et, pendant la phase de transition entre le régime 05 d'accélération et le régime de croisière, est éjectée pour dégager, sur le fond aval de la chambre de combustion, un orifice de plus grande section qui est adapté à la phase de croisière en statoréacteur. Or,il s'avère que pour certaines missions, qui sont par 10 exemple des missions à courte ou moyenne portée, le largage de la tuyère du propulseur d'accélération s'avère inacceptable, car il constitue un risque soit pour le servant du missile, soit pour les troupes ou populations amies. Afin d'éviter l'inconvénient précédent, certaines réalisations connues s'affranchissent de la nécessité d'une tuyère pour le régime d'accélération Dans de tels propulseurs sans tuyère, le chargement en propergol solide nécessaire à la phase d'accélération est aménagé de manière à définir un canal central et un cone arrière formant divergent qui permettent d'obtenir une 20 combustion stable et une poussée axiale pendant toute la durée de la phase d'accélération Toutefois, dans ce type de propulseur, la pression de combustion décroit considérablement durant ltaccélération du missile de sorte que l'impulsion spécifique moyenne durant la phase d'accélération est très dégradée par rapport à celle que le même propergol aurait permis d'obtenir si les gaz brûlés avaient été éjectés à travers une tuyère. Si l'on prend en compte le fait que la longueur de la chambre de combustion est généralement dimensionnée par le volume nécessaire au propergol d'accélération, et que tout accroissement 30 de la masse du propergol pour l'accélération conduit à diminuer du même ordre de grandeur la masse du combustible pour la croisière, on constate qu'une dégradation des performances de la phase d'accélération implique une diminution de la durée de la croisière et par suite de la portée du missile dans la même proportion. La présente invention vise à remédier aux inconvénients précités en permettant aux gaz de combustion produits pendant la phase d'accélération de s'échapper par une véritable tuyère optimisée pour cette phase, et à éviter d'éjecter la tuyère tout en garantissant ensuite un fonctionnement adapté à la phase de 05 croisière en stato-réacteur. Ces buts sont atteints grâce à un ensemble propulsif du type défini en tête de la description, qui, conformément à l'invention, présente en outre au moins un orifice additionnel d'échappement formant tuyère additionnelle situé dans la partie 10 aval de la chambre de combustion et des moyens pour obturer le ou les orifices additionnels d'échappement pendant toute la phase d'accélération initiale, de sorte que le ou les orifices additionnels d'échappement contribuent à assurer avec la tuyère convergente-divergente l'éjection des gaz de combustion pendant la 15 phase de croisière en stato-réacteur. Ainsi, selon l'invention, la tuyère principale adaptée à la phase d'accélération reste en place pendant la phase de croisière, mais pendant cette phase de croisière, seule une partie des gaz brûlés est éjectée à travers la tuyère principale, le 20 complément étant éjecté par un ou plusieurs autres orifices disposés à l'arrière de la chambre de combustion qui, comme les orifices d'entrée d'air dans la chambre, ne sont dégagés que lorsque la totalitédu propergol d'accélération a été brulée. Selon un premier mode de réalisation, le ou les orifices 25 additionnels d'échappement sont réalisés dans le fond arrière de la chambre de combustion de manière à permettre une éjection additionnelle de gaz sensiblement axiale. Selon un autre mode de réalisation, le ou les orifices additionnels d'échappement sont réalisés dans une partie annulaire 30 latérale arrière de la chambre de combustion. Avantageusement, l'ensemble propulsif selon l'invention comprend en outre une structure externe qui entoure la chambre de combustion sensiblement jusqu'à l'arrière de la chambre et se prolonge vers l'avant sur au moins une partie de la longueur de l'engin afin de réaliser en permanence une prise d'air en amont de -4 l'engin et assurer l'écoulement de l'air capté vers la chambre de combustion par l'intermédiaire des orifices d'entrée d'air tout en maintenant l'enveloppe de la chambre de combustion en équipression pendant la phase de fonctionnement en régime de croisière, de 05 sorte que, durant la phase de fonctionnement en régime de croisière, une partie seulement du débit d'air capté par les prises d'air du missile est introduite dans la chambre de combustion par les orifices d'entrée d'air tandis que le débit complémentaire d'air est éjecté à l'aval du missile par des ouvertures sans avoir transité par la chambre de combustion mais après avoir été mélangé avec au moins la partie des gaz br lés issus de la combustion par les orifices additionnels d'échappement. La structure externe du missile peut être prolongée à 15 l'arrière au-delà de la tuyère principale convergente-divergente de façon à permettre le mélange au flux d'air secondaire de la totalité des gaz de combustion issus de la chambre de combustion. Le fractionnement du débit d'air en une partie " Qa qui est admise par les orifices d'entrée d'air et participe à la 20 combustion et une partie ( 1-0 combustion 2. Des patins interposés entre l'enveloppe de la chambre de 25 combustion et la structure externe, sont utilisés pour le centrage de la chambre de combustion Dans le mode de réalisation avec orifices additionnels d'échappement en viroles ces patins peuvent être profilés de telle manière que la section de passage de l'air entre la structure externe et l'enveloppe de la chambre de ccmbustion assure en amont des orifices additionnels d'échappement, un écoulement d'air"sonique,et en aval des orifices additionnels d'échappement,un écoulement du mélange air-gaz brulés qui est également sonique. Avantageusement, la chambre de combustion présente une 35 paroi mince et conductrice de la chaleur. Diverses autres caractéristiques particulières s'avèrent 2549146 " également avantageuses. Ainsi, en amont des orifices d'entrée d'air des rampes coniques sont interposées entre la structure externe et le réservoir de combustible pour définir une section de prise d'air 05 annulaire. Pendant la phase d'accélération, les prises d'air du missile ne sont pas obturées à l'aval de manière à permettre l'évacuation vers l'arrière de l'air capté et diminuer la trainée du missile. Un carénage sensiblement conique relie le rétreint arrière de la chambre de combustion au plan de sortie du divergent de la tuyère axiale principale pour former un corps central définissant un divergent dans lequel peut se détendre le mélange des gaz brûlés et du flux secondaire d'air. Selon un mode particulier de réalisation, les orifices d'entrée d'air et les orifices additionnels d'échappement sont obturés pendant la phase d'accélération par des bouchons qui sont adaptés pour être éjectés à la fin de la phase d'accélération. Selon un autre mode de réalisation possible, la chambre de 20 combustion est prévue pour être déplacée automatiquement sous l'action de l'effort de pression des gaz axialement vers l'arrière d'une distance prédéterminée à la fin de la phase d'accélération pour ouvrir les orifices dans la chambre en ménageant d'une part, un espacement entre le réservoir de combustible et la chambre afin 25 de constituer les orifices d'entrée d'air et d'autre part un espacement entre la chambre et la tuyère principale afin de constituer les orifices additionnels d'échappement Selon les applications envisagées, le coulissement de la chambre de combustion sert ainsi à ouvrir soit les orifices d'entrée d'air, 30 soit les orifices additionnels d'échappement, soit encore les deux types d'orifices simultanément. De façon plus particulière, la chambre de combustion coulissante est initialement immobilisée à l'aide d'un élément cisaillable et la configuration géométrique de la chambre est 35 telle qu'à la fin de la phase d'accélération, le sens de la résultante axiale des efforts de pression sur la chlambre s'inverse et cette résultante devient supérieure à la résistance de l'élément cisaillable. D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la 05 description suivante de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples, en référence aux dessins annexés, sur lesquels: la figure 1 est une vue schématique en coupe axiale d'un premier mode de réalisation d'un ensemble propulsif' selon 10 l'invention, les figures 2 à 5 sont des sections selon les lignes IIII,III-III, IV-IV, et V-V respectivement de la figure 1, la figure 6 est une représentation schématique montrant le principe d'un double flux d'air adapté à un ensemble propulsif 15 selon l'invention, la figure 7 est une vue d'ensemble d'un missile selon un second mode de réalisation de l'invention, montrant dans une première demi-coupe axiale un fonctionnement dans la phase d'accélération et dans une deuxième demicoupe axiale un 20 fonctionnement dans la phase de croisière, et la figure 8 est une vue agrandie d'une partie du missile de la figure 7. La présente invention peut s'appliquer facilement aux diverses configurations de stato-fusées à propulseur d'accélération intégré Ainsi, les prises d'air nécessaires à la phase de fonctionnement en statoréacteur peuvent être frontales, annulaires, nasales, ventrales ou latérales De même le combustible nécessaire à la phase de croisière peut être liquide ou solide Dans ce dernier cas, il peut être placé dans un générateur de combustible autopyrolysable annexe ou au contact de la paroi interne de la chambre de combustion. Sur la figure 1, la partie avant du missile équipé d'un ensemble propulsif selon l'invention n'est pas représentée Seuls sont visibles un réservoir 8 de stockage de combustible et une chambre de combustion 2 entourés d'une structure tubulaire externe 254914-6 1 qui se prolonge vers l'arrière du missile jusqu'au delà de la tuyère principale 3 d'éjection des gaz de combustion La chambre de combustion 2, fixée sur la structure externe 1, contient le propergol 4 nécessaire à la phase d'accélération (voir la demi05 coupeaxiale inférieure de la figure 1) Lors du stockage et pendant la phase d'accélération, des bouchons obturent les orifices 5 d'entrée d'air dans la chambre de combustion 2 Pendant la phase de fonctionnement en régime de croisière, le combustible stocké dans le réservoir annexe 8 situé en amont de la chambre de 10 combustion 2 est injecté dans la chambre de combustion 2 et l'air comburant capté par le missile en mouvement est introduit dans la chambre de combustion 2 par les orifices 5 qui sont alors dégagés (voir la demi-coupe axiale supérieure de la figure 1). Le mode de réalisation représenté sur les figures 1 à 5 15 correspond au choix de prises d'air frontales, au niveau de l'ogive, ou annulaires, en aval des équipements nécessitant une bonne accessibilité, à savoir la charge et la case d'équipements. Dans les deux cas, de l'air secondaire est capté en amont de la chambre de combustion 2 et peut circuler autour de l'intégralité 20 de la paroi extérieure de la chambre 2, ce qui assure un refroidissement homogène de celle-ci et assure simultanément un préchauffage de l'air secondaire. De façon plus particulière, le mode de réalisation de la figure 1 correspond à une prise d'air annulaire 25 située au droit 25 du réservoir de combustible 8 Comme on peut le voir sur les figures 1 et 2, l'air est capté entre une structure tubulaire externe 1 et une rampe conique 9 dont la géométrie définit les paramètres caractéristiques de la prise d'air 25. La figure 2, qui est une vue en coupe de l'engin, dans le 30 plan de la prise d'air, montre la façon dont la rampe 9 est réalisée On voit ainsi, dans le mode de réalisation de la figure 2, trois secteurs 10 réalisés par exemple en matériau composite moulé Les trois secteurs 10 de la rampe 9 assurent plusieurs fonctions En premier lieu, ils assurent la définition de la 35 section 11 de la prise d'air 25, qui est délimitée par les 254914 ' secteurs 10 et la structure externe 1 En second lieu, les secteurs 10 par l' ntermédiaire des jeax 12 entre le réservoir 8 et la rampe 9, et des trous 13 ménagés entre les secteurs 10, définissent un piège à couche limite Enfin, les secteurs 10 qui 05 présentent des saillies 14 formant portées, contribuent à assurer le centrege, et la fixation de la structure externe I sur le réservoir de combustible 8. A l'aval du missile, la chambre de combustion 2 est fixée et centrée à l'intérieur de la structure externe 1 au moyen de 10 patins 15 Comme le montrent les figures 3 et 4, la largeur des patins 15 n'est pas constante, mais évolue entre la position axiale correspondant au plan de la figure 3 dans lequel sont contenus les premiers orifices supplémentaires 6 d'éjection de gaz ménagés dans la chambre de combustion 2 et la position axiale plus 15 en aval qui correspond au plan de la figure 4 dans lequel sont contenus les orifices supplémentaires 6 d'éjection de gaz situés le plus en aval La largeur des patins 15 est relativement importante dans le plan de la figure 3 Elle est calculée de telle sorte que la section disponible 16 pour le passage du débit d'air 20 secondaire circulant entre la chambre de combustion 2 et la structure externe 1, et par là- même déjà préchauffé, présente un débit qui soit sonilue Entre les plans radiaux des figures 3 et 4, plusieurs séries d'orifices additionnels 6 d'échappement des gaz brûlés permettent, lors de la phase de croisière, l'injection 25 des gaz br 1 lés dans l'écoulement d'air secondaire formé entre la structure externe 1 et la chambre de combustion 2 La largeur des patins 15 est réduite dans le plan de la figure 4, et est calculée de telle sorte que la section 16 pour l'écoulement à l'aval de l'injection des gaz brûlés soit telle que le mélange des gaz 30 brûlés et du flux d'air secondaire soit également sonique. En aval du plan de la figure 43 le mélange des gaz brûlés et du flux d'air secondaire se détend dans une sorte de divergent à corps central 18 Ce corps central 18 est constitué par lun carénage approximativement conique qui relie le rétreint arrière 35 de la chambre de combustion 2 au divergent de la tuyère axiale principale 3 associée à la chambre de combustion 2. Dans la partie la plus en aval de la structure externe 1 (figure 5), il est possible de ménager des carénages 19 en matériau isolant thermique destinés à recevoir les servo-moteurs 05 de gouvernes, dans le cas o les gouvernes doivent être disposées à l'arrière du missile. La demi-coupe inférieure de la figure 1 montre l'état de la chambre de combustion 2 avant la phase d'accélération, le propergol d'accélération 4 masquant les entrées d'air 5 ainsi que 10 les orifices additionnels d'échappement 6 qui sont en outre fermés par des bouchons 7 L'autre demicoupe de la figure 1 montre la chambre de combustion 2 dans la configuration du régime de croisière en stato-réacteur, les orifices d'entrée d'air 5 et les orifices additionnels 6 d'injection des gaz de combustion dans 15 l'air secondaire étant alors ouverts. Pendant la phase d'accélération, les orifices 5 d'entrée d'air sont obturés par des bouchons 7 en appui sur la face interne de la chambre de combustion 2 qui sont naturellement éjectés pendant la transition entre les deux régimes de propulsion Les 20 bouchons 7 obturateurs des orifices additionnels 6 sont dégagés par exemple au moyen de ressorts en fin de queue de combustion du propergol. Selon un mode de réalisation particulier, la chambre de combustion 2 est élaborée par bobinage filamentaire par exemple en 25 silice phénolique et les fibres contournent des inserts disposés sur le mandrin de bobinage à l'emplacement des orifices 5 d'entrée d'air Les orifices additionnels 6 peuvent être réalisés de la même manière Toutefois, dans le cas o la paroi de la chambre de combustion 2 présente une surépaisseur 17 dans la zone o doivent 30 être formés les orifices additionnels 6, ces derniers peuvent être réalisés plus simplement par usinage. La figure 6 permet de mieux comprendre le fonctionnement du missile selon l'invention dans la phase de croisière en statoréacteur On a représenté sur la figure 6 de façon schématique, en 35 demi-coupe axiale, la structure externe 1, le réservoir de combustible 8, les orifices d'entrée d'air 5, les orifices 6 d'échappement de gaz de combustion, la tuyère prenci Dale 3, et le corps central 18 de déflection On voit clairement d'après la configuration de la figure 6 que seule une partie " Qa du débit 05 d'air Qa capté par la prise d'air 25 est introduite dans la chambre de combustion 2 par les orifices d'entrée d'air 5, a présentant une valeur inférieure à 1 Le complément ( 1-0) Qa du débit d'air Qa capté constitue de l'air secondaire qui transite entre la paroi de la chambre de combustion 2 et la structure 10 externe 1 et ne participe pas à la combustion. Une partie J Qb (be 1) du débit Qb de gaz de combustion s'échappe axialement par la tuyère principale 3 tandis que le complément ( 1-p) Qb des gaz de combustion s'échappe par les orifices additionnels d'échappement 6 pour se mélanger au flux d'air secondaire ( 1-i) Qa Si la structure externe 1 est prolongée en aval de la tuyère 3 sur une longueur suffisante, il est possible de réaliser le mélange de la totalité des gaz de combustion au flux d'air secondaire, le débit f Qb des gaz issus de la tuyère axiale étant entièrement mélangé avec le débit i( t) 20 Qa + ( 1-4) Qb} des gaz qui s'écoulent à l'extérieur de la tuyère. Le mode de fonctionnement en double flux selon l'invention, c'est-à-dire le mode de fonctionnement dans lequel un flux d'air secondaire ( 1-o)Qa circule entre la chambre de combustion 2 et la structure externe 1, puis se mélange à une partie au moins ( 1-1 $) Qb des gaz de combustion, présente divers avantages par rapport à un mode de fonctionnement classique à simple flux. Le premier avantage réside dans la diminution de la vwtesse des gaz dans la chambre 2, ce qui non seulement limite les pertes 30 de charge et le coefficient de convection à la paroi, mais surtout facilite l'accomplissement de la combustion du fait de l'augmentation du temps de séjour, la longueur de la chambre qui en pratique est définie par le volume du propergol d'accélération étant à peu près la même que dans mun stato-réacteur à simple flux. 35 Ainsi, une bonne stabilisation de la flamme et un bon rendement de combustion sont le résultat de la faible vitesse dans la chambre. Un autre avantage réside dans la possibilité de refroidir efficacement la virole de la chambre 2 car le coefficient de convection externe avec l'air non brûlé est notablement plus fort 05 que le coefficient de convection interne avec les gaz chauds Du fait que les calories qui transitent à travers la paroi de la chambre 2 contribuent à l'échauffement et à la mise en vitesse du flux secondaire, il n'y a pas d'inconvénient à ce que la chambre 2 soit mince et conductrice, à condition naturellement d'être en un 10 matériau résistant à l'oxydation Ceci est intéressant dans la mesure o toute diminution d'épaisseur des parois de la chambre est génératrice de gain sur les performances globales du missile, car elle dégage du volume soit pour du propergol soit pour du combustible. Par ailleurs, dans un stato-réacteur du type double flux, la virole de la chambre de combustion 2 est équipression La surpression interne en régime de croisière devient nulle à l'amont et reste faible à l'aval. Enfin, on notera qu'en phase d'accélération, dans un stato-réacteur à propulseur d'accélération intégré classique, les entrées d'air dans la chambre de combustion sont nécessairement obturées, de sorte que les prises d'air du missile accroissent en pure perte, de F, la traînée Avec un stato-réacteur à double flux, en phase d'accélération, l'accroissement de traînée est limité àd AF, i étant un coefficient inférieur à 1 représentant la proportion d'air injectée par les orifices 5 pendant la phase de croisière Par rapport à un stato-réacteur classique, la présente invention permet ainsi de récupérer une poussée ( 1 ")4 F qui vient s'ajouter à la poussée du propulseur à propergol solide pendant la 30 phase d'accélération du missile. En résumé, un ensemble propulsif conforme à la présente invention permet, comme les stato-réacteurs à propulseur d'accélération sans tuyère, de ne larguer aucun corps lourd et compact, et il présente des performances au moins comparables à 35 celles des stato-fusées à tuyère largable. Les figures 7 et 8 illustrent un second mode de real sat-ion de l'invention dans lequel l'ouverture des orifices d'entrée d'air et des orifices additionnels 106 d'évacuation des gaz brulés s'effectue automatiquement grâce à un coulissement 05 de la structure de la chambre de combustion. L'ensemble propulsif représenté sur les figures 7 et B comprend une tuyère 103 adaptée au fonctionnement dans la phase d'accélération, et fixée à la structure externe 101 du missile, qui supporte les efforts de pression interne et les efforts de 10 vol Une chambre de combustion 102 qui contient initialement le propergol d'accélération, est positionnée par rapport à la structure externe 101 grâce à des patins 109 qui définissent un espace libre entre la structure externe 101 et la paroi de la chambre 102 La chambre 102 peut coulisser vers l'arrière lorsque 15 durant la queue de combustion de l'accélérateur la résultante des efforts de pression sur le fond avant devient supérieure à la résistance d'un élément de liaison cisaillable Un réservoir 108 disposé en amont dela chambre 102 contient le combustible solide autopyrollysable de la phase de croisière en régime stato20 réacteur Ce réservoir 108 s'allume par simple proximité et participe à l'impulsion du propulseur d'accélération En fonctionnement en stato-réacteur, les gaz s'enflamment spontanément au contact de l'oxygène Aucun allumeur particulier n'est donc nécessaire pour la phase de croisière. Le fonctionnement de propulseur est le même que dans le premier mode de réalisation décrit Un allumeur placé dans la tuyère 103 permet d'initier la combustion du propergol solide placé dans la chambre de combustion 102. Lorsque le missile accélère, la pression de l'air capté 30 augmente et lorsque durant la queue de combustion le sens de la résultante de la pression interne du propulseur et de la pression de l'air extérieur sur la structure de la chambre de combustion 102 s'inverse, cette résultante devenant éventuellement supérieure à la résistance d'un élément cisaillable destiné à l'immobilisation 35 initiale de la chambre de combustion 102, cette dernière coulisse vers l'arrière, ouvrant à l'avant et à l'arrière des interstices annulaires 105, 106 permettant respecti Vement l'entrée de l'air dans la chambre 102 et l'évacuation du mélange brûlé Le passage entre les phases d'accélération et de croisière diffère donc par 05 rapport au premier mode de réalisation décrit Durant la phase de croisière, les produits de combustion à forte richesse créés dans la chambre 102 sont en partie mélangés au flux d'air secondaire dans l'espace libre formant chambre annulaire situé entre la structure externe 101 et la tuyère principale 103 de la chambre de 10 combustion 102, en aval de l'interstice annulaire 106 formant tuyère additionnelle Les servo- moteurs des gouvernes 122 peuvent être logés dans des carénages 120 rapportés sur la structure externe 101 dans l'espace formant chambre de mélange. La communication entre le réservoir 108 de combustible solide autopyrolysable et la chambre de combustion 102 s'effectue par un orifice central axial 121 ménagé dans le fond arrière du réservoir 108 L'ogive 123 disposée devant le réservoir 108 présente une pointe 124 qui délimite avec l'extrémité avant de la structure externe 101 une prise d'air frontale annulaire 125. 20 Cette configuration présente l'avantage d'avoir de bonnes performances aérodynamiques et de conserver au missile une symétrie de révolution L'entrée de l'air 105 dans la chambre de combustion 102 qui est formée pendant la phase de croisière est annulaire La section de l'entrée d'air 105 est voisine de la 25 moitié de la section de la chambre de combustion 102. L'élargissement de section ainsi formé a pour effet de créer des recirculations stabilisant la combustion. La tuyère centrale 103, l'embase 110 du fond arrière de la chambre de combusion 102 qui porte sur la tuyère 103 pendant la 30 phase d'accélération et les embases 111 et 112 respectivement du fond avant de la chambre de combustion 102 et du fond arrière du réservoir 108 quicoopèrent entre elles pour réaliser une étanchéité de la chambre de combustion 102 pendant la phase d'accélération, sont réalisées à partir de fibres courtes, par 35 exemple des fibres courtes de silice moulées associées à une résine phénolique Les problèmes de dilatation différentielle qui seraient occasionnés par des pièces métalliques sont ainsi évités. Dans le mode de réalisation représenté sur les figures 7 et 8, l'embase 110 du fond arrière de la chambre de combustion 102 05 présente une partie cylindrique 115, de révolution autour de l'axe du missile En position initiale, la partie 115 entoure une partie cylindrique correspondante 116 de la tuyère 103 et porte sur celle-ci de façon étanche, un joint d'étanchéité 113 étant en outre interposé entre les parties cylindriques coaxiales 115 et 10 116 Lors de la transition entres les phases d'accélération et de croisère, la partie cylindrique extérieure 115 coulisse simplement sur la partie cylindrique intérieure 116, dégageant ainsi un orifice annulaire additionnel 106 d'évacuation des gaz brûlés A la partie avant de la chambre de combustion 102, l'embase 111 15 présente une collerette cylindrique de révolution 117 qui, en position initiale, est insérée dans une gorge complémentaire 118 formée dans l'embase 112 du réservoir 108, un joint d'étanchéité 114 étant disposé entre la collerette 117 de l'embase 111 et la gorge 118 de l'embase 112 La gorge 118 et la collerette 117 20 présentent des faces opposées parallèles à l'axe du missile de façon à permettre un coulissement aisé lors de la transition entre le régime d'accélération et le régime de croisière. A titre d'exemple, le rapport entre la section de la prise d'air 125 et la section de référence constituée par la section de 25 la chambre de combustion 102 peut être de l'ordre de 0,4 tandis que le rapport entre la section de l'orifice 105 d'entrée d'air et la section de la chambre de combustion 102 est de l'ordre de 0,5. Le rapport entre le col de la tuyère principale 103 et la section de la chambre de combustion 102 peut être de l'ordre de 0,06 et la 30 section du ou des orifices additionnels 106 peut être de l'ordre du double de la section du col de la tuyère 103 tandis que la section de passage de l'air secondaire entre la structure externe 101 et la chambre de combustion 102 peut être de l'ordre de 1,4 fois la section de la tuyère principale 103. REVENDICATIONS 1 Ensemble propulsif pour missile stato-réacteur à propulseur d'accélération intégré, comportant une chambre de combustion unique ( 2; 102), commune à une première phase d'accélération et à une seconde phase de croisière en statoréacteur,chambre dans laquelle est stocké le propergol solide ( 4; 104) destiné à produire l'accélération du missile, une tuyère convergente divergente ( 3; 103) dimensionnée de façon optimum pour la propulsion en phase d'accélération, et au moins un orifice ( 5; 105) d'entrée d'air dégagé à l'issue de la phase d'accélération pour permettre l'introduction dans la chambre de combustion ( 2; 102) d'un débit d'air suffisant pour que la force de trainée du missile puisse être au moins compensée par l'éjection à grande vitesse des gaz résultant de la combustion de l'air capté avec le 15 combustible embarqué à bord du missile, caractérisé en ce qu'il présente en outre au moins un orifice additionnel d'échappement ( 6; 106) formant tuyère additionnelle situé dans la partie aval de la chambre de combustion ( 2; 102) et des moyens ( 7) pour obturer le ou les orifices additionnels 20 d'échappement ( 6; 106) pendant toute la phase d'accélération initiale, de sorte que le ou les orifices additionnels d'échappement ( 6; 106) contribuent à assurer avec la tuyère convergente-divergente, l'éjection des gaz de combustion pendant la phase de croisière en stato-réacteur. 2 Ensemble propulsif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le ou les orifices additionnels d'échappement ( 106) sont réalisés dans le fond arrière de la chambre de combustion ( 102) de manière à permettre une éjection additionnelle de gaz sensiblement axiale. 3 Ensemble propulsif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le ou les orifices additionnels d'échappement ( 6) sont réalisés dans une partie annulaire latérale arrière de la chambre de combustion ( 2). 4 Ensemble propulsif selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une structure externe ( 1; 101) qui entoure la chambre de combustion ( 2; 102) et se prolonge vers l'avant sur au moins une partie de la longueur de l'engin afin de réaliser en permanence une prise d'air ( 25; 125) en amont de l'engin et assurer l'écoulement de l'air 05 capté vers la chambre de combustion ( 2; 102) par l'intermédiaire des orifices d'entrée d'air ( 5; 105) tout en maintenant l'enveloppe de la chambre de combustion ( 2; 102) en équipression pendant la phase de fonctionnement en régime de croisière, de sorte que, durant la phase de fonctionnement en régime de croisière, une 10 partie seulement ("Qa) du débit d'air (Qa) capté par les prises d'air ( 25; 125) du missile est introduite dans la chambre de combustion par les orifices d'entrée d'air ( 5; 105) tandis que le débit complémentaire d'air ( 1-e O Qa est éjecté à l'aval du missile par des ouvertures ( 26) sans avoir transité par la chambre de 15 combustion mais après avoir été mélangé avec au moins la partie ( 1-5)Qb des gaz brûlés issus de la combustion par les orifices additionnels d'échappement ( 6; 106). Ensemble propulsif selon la revendication 1, caractérisé en ce que la structure externe ( 1) du missile est prolongée à l'arrière au-delà de la tuyère principale convergente-divergente ( 3; 103) de façon à permettre le mélange au flux d'air secondaire de la totalité des gaz de combustion issus de la chambre de combustion ( 2; 102). 6 Ensemble propulsif selon la revendication 3 et l'une quelconque des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que des patins ( 15) sont interposés entre l'enveloppe de la chambre de combustion ( 2) et la structure externe ( 1) et sont profilés de telle manière que la section de passage de l'air entre la structure externe ( 1) et l'enveloppe de la chambre de combustion 30 ( 2) assure en amont des orifices additionnels d'échappement ( 6), un écoulement d'air ( 1-U) Qa sonique, et en aval des orifices additionnels d'échappement ( 6), un écoulement du mélange air-gaz brûlés ( 1-f)Qb+ ( 1-a)Qa qui est également sonique. 7 Ensemble propulsif selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que la chambre de combustion ( 2; 102) présente une paroi mince et conductrice de la chaleur. 8 Ensemble propulsif selon l'une quelconque des revendications 4 à 7, caractérisé en ce que pendant la phase d'accélération, les prises d'air ( 25; 125) du missile ne sont pas obturées à l'aval de manière à permettre l'évacution vers l'arrière de l'air capté. 9 Ensemble propulsif selon l'une quelconque des revendications 4 à 8, caractérisé en ce qu'un carénage ( 18) sensiblement conique relie le rétreint arrière de la chambre de combustion ( 2) au plan de sortie du divergent de la tuyère axiale principale ( 3) pour former un corps central définissant un divergent dans lequel peut se détendre le mélange des gaz brulés et du flux secondaire d'air ( 1-o)Qa+ ( 1-)Qb. 10 Ensemble propulsif selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que les orifices d'entrée d'air ( 5) et les orifices additionnels d'échappement ( 6) sont obturés pendant la phase d'accélération par des bouchons ( 7) qui sont adaptés pour être éjectés à la fin de la phase 20 d'accélération. 11 Ensemble propulsif selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que la chambre de combustion ( 102) est prévue pour être déplacée automatiquement sous l'action de l'effort de pression des gaz axialement vers 25 l'arrière d'une distance prédéterminée à la fin de la phase d'accélération pour ouvrir dans la chambre les orifices d'entrée d'air ( 105) et/ou les orifices additionnels d'échappement ( 106). 12 Ensemble propulsif selon la revendication 11, caractérisé en ce que la chambre de combustion coulissante ( 102) est initialement immobilisée à l'aide d'un élément cisaillable et en ce que la configuration géométrique de la chambre ( 102) est telle qu'à la fin de la phase d'accélération, le sens de la résultante axiale des efforts de pression sur la chambre ( 102) s'inverse et cette résultante devient supérieure à la résistance de l'élément 35 cisaillable. 13 Ensemble propulsif selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que la tuyère principale ( 103) et les embases ( 110,111,112) sont réalisées par moulage de fibres courtes.