FR 2218485 A1 19740913 FR 7305526 A 19730216 La présente invention se rapporte aux systèmes de prulsion à réaction et à leur procédé de conduite, et elle concerne plus particulièrement les systèmes de propulsion à réaction aérobies de relativement faibles dimensions et de faible poids aptes à accélérer efficacement une charge depuis le point fixe jusqu'aux vitesses hypersoniques. L'invention se donne pour- principal objectif de concevoir un système à réaction aérobie dans lequel une partie de énergie de l'air sous pression aérodynamique est transférée au carburant par voie échange thermique, puis est utilisée au moins en partie à détendre le carburant ou une partie de ce carburant dans une turbine entrainant un compresseur à air incorporé au système. Gracie à l'insertion d'un échangeur thermique dans l'admission d'air sous pression aérodynamique, ce dernier se trouve refroidi suffisartinent pour que la machine située en aval de l'dchangeur thermique ne soit pas soumise à des températures excédant, par exemple, celle qui correspond à une vitesse de Mach 3 (soit environ 3500C) pour des conditions réelles de vol de Mach 8. Le flux d'air délivré au compresseur est par ailleurs plus aisément comprimé par celui-ci grace au refroidissement préalable de l'air admis sous pression aérodynamique. Un autre objectif de l'invention est de concevoir un système incluant dans la chambre de combustion un échangeur thermique de récupér-ation qui, des vitesses de lencement jusqu'à la gamme des vitesses hypersoniques basses d'environ Mach 4, puisse servir à fournir une partie de l'énergie nécessaire pour le fonctionnement du compresseur à air. Un autre but de l'invention est de concevoir un système dans lequel la turbine ne soit pas couplée aérodynamiquement au compresseur, ce qui rend la fourniture d'énergie à la turbine indépendante du débit d'air à travers le compresseur et qui élimine par voie de conséquence la nécessité de prévoir un compresseur à géométrie variable ou une purge d'air pendant le fonctionnement du système sur une large gamme de vitesses de vol. Un autre but encore de l'invention est de concevoir un turbo moteur à air dans lequel l'air passe en dérivation de la turbine et est délivré à la pleine pression de refoulement du compresseur dans la chambre de combustion du système. Pour obtenir un rendement de refroidissement élevé, il est souhaitable que le carburant choisi possède lui-mEme un pouvoir calorifique élevé dans la gambe des températures de fonctionnement afin d'offrir un pouvoir d'absorption d'énergie important par unité de masse de carburant. Pour assurer avec un bon rendement la conversion de l'énergie en une poussée au cours du processus de détente, le carburant doit être choisi parmi ceux qui dégagent des gaz de combustion de faible poids moléculaire moyen.Sous réserve quescient respectées ces conditions, le choix du carburant peut s'exercer dans une gamme relativement importante en fonction des autres propriétés de ces carburants et de leur ptituder 8 satisfaire les besoins particuliers à telles applications prévues pour le système Parmi les carburants susceptibles de convenir dans le cas présent figurent lthydrogène, et les composés hydrogénés tels que l'ammoniac, l'alcool méthylique, l'alcool éthylique, le méthane, l'éthylène-glycol et le cyclohexane. Parmi ces carburants, ceux qui subissent une décomposition endothermique ou une dissociation aux températures comprises entre leur température d'entreposage et la température d'admission dans la turbine et/ou dans la chambre de combustion sont d'un intérêt particulier pour la conduite du système selon l'invention. Les carburants les mieux appropriés sont ceux qui se dissocient å ces températures en hydrogène et en d'autrescomposés deniativement faible poids moléculaire sans donner lieu b la formation de particules libres de carbone. La préférence ira parmi ce genre de carburants à l'ammoniac, à l'alcool méthylique, à l'éthylène-glycol et au cyclohexane. Les carburants ci-dessus, de haut pouvoir calorifique, se dissocient respectivement en hydrogène et azote, en hydrogène et en oxyde de carbone, en hydrogène et en oxyde de carbone, et en hydrogène et en benzène. La dissociation est endothermique et les produit s gazeux qui en résuHxct sont de faible poids moléculaire et sont exceptionnellement peu polluants; ce qui revient à dire que leun produitsde combustion n'ont que peu ou pas de tendance à encrasser le moteur du fait qu'ils ne contiennent pas de carbone libre. Globalement, l'invention prévoit pour la conduite d'un système de propulsion aérobie un procédé qui est caractérisé en ce qu'il comprend un transfert partiel d'énergie d'une admission d'air sous pression aérodynamique à une alimentation en carburant par échange thermique indirect entre ltair et le carburant, une amenée-sélective d'une fraction du débit de carburant ainsi réchauffé à la turbine d'un groupe turbo -compresseur, une admission d'air sous pression refroidi dans le compresseur-de ce groupe, un passage d'une autre fraction du débit de carburant en dérivation sur la turbine et sa délivrance à une chambre de combustion en meme temps que celle de l'air surpressé en provenance du groupe turbo -compresseur, un transfert sélectif et partiel d'énergie de la chambre de combustion à une fraction du débit de carburant réchauffé par l'air sous pression et destiné à la turbine par échange thermique indirect entre les produits de combustion et ladite fraction de débit de carburant, et enfin une détente des produits de combustion à travers une tuyère à détente pulsée. L'invention sera à présente décrite de façon plus détaillée en se référant à l'unique figure du dessin ci-annéxé représentant de façon schématique, et à simple titre d'exemple illustratif, une forme de rdalisation du système selon l'invention. Comme indiqué sur le schéma-bloc du dessin, le carburant est acheminé d'un réservoir de carburant 1 à un échangeur thermique 2 par l'intermédiaire d'une pompe 3 entrainée en rotation par la turbine 4 du système. L'air introduit sous pression aérodynamique est, à la suite-d'un diffuseur 5 de type classique, amené à traverser l'échangeur thermique 2 où sa température s'abaisse tandis qu'il élève celle du carburant acheminé à travers cet échangeur; Le débit d'écoulement du carburant en direction de l'échangeur thermique 2 peut être réglé entre de larges limites par une action appropriée sur la pompe à carburant 3 ou au moyen d'une vanne de réglage insérée dans la canalisation nliant la pompe à carburant 3 à 1 t échangeur thermique 2. Le débit de sortie de la pompe à carburant ou le positionnement de la vanne de réglage paeet rez alizés manuellement et/oucomme indiqué héma- tiquement sur le dessin, peuvent être placés sous le contr8le de capteurs de.température 6 mesurant la température à la sortie du compresseur à air 7, ce qui garantit le passage d'un débit de carburant suffisant en direction de l'échangeur thermique 2 pour maintenir entre des limites convenables la température à l'entrée de la turbine 4 ainsi que la température de refoulement du compresseur à air 7. Le carburant réchauffé gagne ensuite une vanne de dérivation 8, laquelle achemine directement vers la chambre de combustion 9 la fraction du débit de carburant qui n'est pas nécessaire pour la commande de la turbine 4. On notera que le carburant directement envoyé par la vanne de dérivation 8 à la chambre de combustion 9 peut être détendu dans une tuyère de propulsion incorporée à la chambre de combustion, ou que tout ou partie de ce carburant peut être détendu dans une tuyère de propulsion extérieure à cette chambre. L'emploi d'une telle tuyère de propulsion est d'un intérêt particulier lorsque la quantité de carburant nécessaire pour refroidir l'air sous pression aérodynamique est supérieure à la quantité qui peut être brûlée en proportions stoechiométriques avec le débit d'air d'alimentation disponible.A la sortie de l'échangeur thermique 2, l'air refroidi est acheminé vers le compresseur à air 7 d'où il gagne directement la chambre-de combustion 9. La fraction du débit de carburant réchauff dans l'échangeur thermique 2 par 1 'air admis sous pression aérodynamique qui est nécessaire pour I'entraînement de la turbine 4 passe de la vanne de dérivation 8 à la vanne de réglage de température de la turbine 11. Cette vanne 11 apprécie la température du carburant qui la traverse et en envoie une partie vers un échangeur thermique de récupération 12 incorporé à l'intérieur de la chambre de combustion 9, et le reste à un mélangeur 13.A l'inté- rieur de l'échangeur thermique de récupération 12, le carburant est réchauffé à nouveau par la combustion du carburant en provenance de la vanne de dérivation de la turbine 8 et par celle du carburant provenant de l'échappement de la turbine 4 elle-meme, lesquels carburants brûlent en présence de l'air surpressé en provenance du compresseur à air 7. Le carburant réchauffé sortant de l'échangeur thermique de récupération 12 parvient à son tour au mélangeur-13 où il se trouve mélangé avec le carburant réchauffé à moindre température en provenance de la vanne de réglage de température de la turbine 11, et le mélange résultant est alors envoyé à la turbine 4 à l'intérieur de laquelle il se détend et perd une partie de son énergie qui est convertie en énergie motrice pour la pompe à carburant 3 et le compresseur à air 7. L'échappement de la turbine 4 est relié directement à la chambre de combustion 9 à l'intérieur de laquelle le carburant détendu brome également-en présence de l'air surpressé ainsi qu'indiqué ci-dessus. Les produits de combustion des deux flux de carburant (celui qui provient de la vanne de dérivation de la turbine 8, et celui qui provient de l'échappement de la turbine 4) introduits dans la chambre de combustion 9 s'échappent à travers la tuyère de sortie du système pour produire une poussée motrice. L'une des fonctions de la vanne de réglage de température de la turbine 11 est d'acheminer suffisamment de carburant vers l'échangeur thermique de récupération 12 pour garantir que le mélange de carburant qui est finalement détendu dans la-turbine 4 possède un niveau d'énergie suffisamment élevé pour permettre à celle-ci de fournir la puissance requise pour l'entrainement de la pompe à carburant 3 et du compresseur à air 7.Le débit de carburant i travers la vanne de dérivation 8 et la vanne de réglage de température ll peut être contré par des régulateurs agissant en fonction de la température du carburant, de la turbine, ou du compresseur, ou en fonction de l'altitude, ou encore de la vitesse du véhicule ou de la turbine, ou encore d'une combinaison de deux ou plusieurs de ces facteurs d'influence. Au fur et à mesure que s 'accroît la vitesse du véhicule vers des nombres de Mach supérieurs, de moins en moins du carburant qui est envoyé de la vanne de dérivation 8 à la vanne de réglage de température 11 est acheminé vers l'échangeur thermique de récupération 12, ceci en raison du fait qu'une quantité croissante d'énergie est transférée au carburant à partir de l'air admis sous pression aérodynamique.De façon générale, on peut dire qu'au-dessus du nombre de Mach 3 la température de l'air sous pression aérodynamique est suffisamment élevée pour fournir toute l'énergie nécessaire à ltentrainement de la turbine par simple échange thermique dans 1 'échangeur 2, si bien qu'il n'est plus nécessaire d'acheminer de carburant vers l'échangeur thermique de récupdration 12. I1 peut être toutefois indiqué de maintenir un certain débit résiduel de carburant à travers cet échangeur de récupération en toute circonstance, ceci afin de le protéger contre un risque d'échauf- fement excessif. Ainsi qu'il a déjà été mentionné, pour obtenir un rendement satisfaisant de refroidissement ainsi qu'un pouvoir élevé d'absorption d'énergie par unité de masse de carburant, il est souhaitable que ce carburant soit choisi de manière à offrir un pouvoir calorifique élevé dans toute la gamme des températures de fonctionnement prévue pour le système. Simultanément, pour obtenir un rendement satisfaisant de la conversion d'énergie en une poussée motrice au cours du processus de détente, le carburant doit produire dans les gaz d'échappement des composés de poids moléculaire moyen relativement faible .Pour ces raisons, on retiendra de préférence pour la conduite du système selon l'invention l'hydrogène cryogénique ou des carburants qui subissent une décomposition endothermique aux températures comprises entre leur température d'entreposage et la température d'admission dans la turbine et/ou dans la chambre de combustion. Lorsque de tels carburants sont utilisés à de relativement faibles vitesses de vol (inférieures par exemple à un nombre de Mach 1,5) dans un système incluant un échange thermique entre l'air admis sous pression aérodynamique et le carburant avant combustion, on ne peut obtenir qu'un réchauffement très faible de ce carburant. La majeure partie de l'6dergie thermique nécessaire pour décomposer et/ou vaporiser le carburant et pour réchauffer ce carburant à la température d'admission dans la turbine nécessaire pour l'entrainement correct du compresseur à air sera, dans le système selon l'invention, procureepar l'échangeur thermique de récupération.Lorsque croit la vitesse de vol, et avec elle la température de l'air admis sous pression aérodynamique, cet air subit un refroidissement plus que avant son admission au compresseur, et réciproquement davantage de chaleur est cédée au carburant avant son envoi vers la turbine et/ou la chambre de combustion. De la sorte, la chambre de combustion aura à fournir moins de chaleur par l'intermédiaire de l'échangeur thermique de récupération, et une moindre proportion de carburant sera envoyée dans cet échangeur thermique situé à l'intérieur de la chambre de combustion avant d'être admis à se détendre dans la turbine. Pour des vitesses de vol encore supérieures, toute énergie thermique nécessaire sera cédée par l'air admis sous pression aérodynamique, si bien qu'il n'y aura plus lieu de prélever de chaleur dans la chambre de combustion par l'intermédiaire de l'échangeur thermique de récupération. L'échangeur thermique 2 air/carburant disposé en amont de l'admission du compresseur 7 remplit trois fonctions principales. La première de ces fonctions est d'accroitre par réchauffement du carburant sans combustion la quantité d'énergie que celui-ci est à même de fournir à la turbine tout en abaissant l'énergie nécessaire pour l'entrainement du compresseur à air, ce qui améliore le rendement général du cycle. La-seconde est de refroidir l'air admis sous pression aérodynamique jusqu'à des niveaux de température acceptables, de preférence inférieur -à 6500C, ceci afin déviter des températures de sortie excessives de nature à provoquer la dissociation des produits dans la zone de combustion.La trasième et dernière-fonction de l'échangeur consiste à accroître la densité de l'air par un refroidissement approprié, de manière à accroître son débit de masse par unité de section frontale du compresseur et à obtenir ainsi une poussée motrice supérieure. Aux vitesses de vol les plus élevées, il devient de plus en plus indispensable de refroidir l'air admis sous pression aérodynamique à des niveaux acceptables pour le fonctionnement du compresseur. I1 peut alors devenir nécessaire de renforcer le niveau d'échange thermique à l'intérieur de l'échangeur 2, par exemple en y acheminant un excédent de carburant par rapport à celui qui doit être détendu dans la turbine sans risque d'en provoquer l'emballement. Cette excédent de carburant est envoyé directement à la chambre de combustion en même temps que celui qui s 'est détendu dans la turbine. Une partie du carburant utilisé pour le refroidissement de l'admission d'air. sous pression aérodynamique peut être brûlée en proportions stoechiométriques en présence de l'air dans la chambre de combustion, tandis que le reste du carburant peut être détendu directement dans l'atmosphère à travers une tuyère de propulsion auxiliaire ainsi que mentionné ci-avant. La proportion de débit de carburantqWidoit hredétendue séparément est déterminée par la température maximale des gaz d'échappement et par le degré de dissociation maximal qui doit être réspecté.L'emploi de carburants se pretent à une dissociation endothermique, selon le procédé de l'invention, réduit au minimum la quantité de carburant imbrûlé E X E M P L E Un système du type décrit ci-dessus et schématisé sur le dessin ci-annéxé peut fonctionner de façon satisfaisante dans la gamme de vitesses comprise entre la valeur statique de lancement et nombre de Mach 10 et jusqu'à des altitudes de l'ordre de 45 000 mètres, en utilisant des carburants se prêtant à une dissociation endothermique ou de lthydrogène cryogénique. Aux vitesses inférieures au nombre de Mach 4, le carburant est réchauffé dans 1'échangeur thermique de récupération afin de posséder un niveau d'énergie suffisant pour ltentraSnement de la turbine sans qu'il soit nécessaire de recourir à une combustion auxiliaire de carburant en amont de cette turbine. Au-dessus du nombre de Mach 4, il n'est plus envoyé de carburant dans l'échan- geur thermique de récupération du fait que son réchauffement par l'air admis sous pression aérodynamique est suffisant pour fournir le niveau d'énergie nécessaire à l'entratnement de la turbine. On peut encore se reporter, pour plus de détails à ce sujet, à la demande de brevet des Etats.Unis d'Amérique déposée le 13 novembre 1961 sous le nO provisoire 152 097. Lorsqu'il est nécessaire, le carburant refroidi s'échappant de la turbine peut encore être utilisé pour refroidir certains éléments du système tels que par exemple le carter de la chambre decombustion, la tuyère d'échappement, etc, avant d'être introduit lui-même dans la chambre de combustion pour y brûler en présence de l'air surpressé provenant du compresseur. REVENDICATIONS lì Système de propulsion à réaction, caractérisé en ce qu'il comprend une chambre de combustion débitant sur une tuyère de sortie à détente pulsée, une admission d'air sous pression aérodynamique, un circuit amenant cet air sous pression à la cham 8re de combustion, un réservoir de carburant, un échangeur thermique inséré dans ledit circuit pour être traversé par l'air sous pression, un premier circuit de carburant amenant celui-ci du réservoir à l'échangeur thermique, un compresseur d'air inséré dans le circuit d'air entre 11 échangeur thermique et la chambrede combustion, une turbine à détente directe pour l'entratnement de ce compresseur d'air, un second circuit de carburant amenant au-moins une fraction du débitde carburant de la sortie de l1échan- geur thermique à ladite turbine puis de là à la chambre de combustion, un échangeur thermique de récupération 9 l'intérieur de la chambre de combustion, et un troisième circuit de carburant amenant sélectivement une fraction du débit de carburant de la sortie du premier échangeur thermique- à l'échangeur thermique de récupération puis de là à la turbine. 2) Système selon la revendication 1, caractérise en ce que le réglage sélectif du débit de carburant à travers le troisième circuit de carburant est effectué en fonction de la température du carburant à la sortie du premier échangeur thermique. 3) Procédé de conduite d'un système de propulsion aérobie, caractérisé en ce qu il comprend un transfert partiel d énergie d'une admission d'air sous pression aérodynamique à une alimentation en carburant par échange thermique indirect entre flair et le carburant, une amenée sélective d'une fraction du débit de carburant ainsi réchauffé à-la turbine d'un groupe turbocompresseur, une admission d'air sous pression refroidi dans le compresseur de ce groupe, un passage d'une autre fraction du débit de carburant en dérivation sur la turbine et sa délivrance à une chambre de combustion en meme temps que celle de l'air surpressé en provenance du groupe turbo-compresseur, un transfert sélectif et partiel d'énergie de la chambre de combustion à une fraction du débit de carburant réchauffé par l'air sous pression et destiné à la turbine par échange thermique indirect entre les produits de combustion et ladite fraction de débit de carburant) et une détente des produits de combustion à travers une tuyère à détente pulsée. 4) Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que le carburant est choisi dans le groupe comprenant l'hydro- gène, l'ammoniac, l'alcool méthylique, l'alcool éthylique, le méthane, l'éthylène-glycol, et le cyclohexane.