FR 2473629 A1 19810717 FR 8025566 A 19801202 La présente invention se rapporte à une fusée à statoréacteur comprenant un corps de fusée ayant une tuyère et des chambres primaire et secondaire de combustion agencées à travers la tuyère, un propulsif solide disposé dans la chambre primaire de combustion, et un diffuseur d'air ouvert dans la chambre secondaire de combustion. Dans une fusée à statoréacteur de la nature ci-dessus spécifiée, des gaz de combustion sont produits par la combustion incomplète du propulsif solide dans la chambre primaire de combustion etsont mélanges à l'air frais dirigé comme air du statoréacteur à travers le diffuseur dans la chambre secondaire de combustion pour une combustion complète avec l'aide de l'air frais. En général, les fusées à statoréacteur doivent répondre aux nécessités qui suivent : construction compacte des fusées, en particulier de leur système de propulsion et capacité de conserver un vol stabilisé sur de longues distances. Pour répondre à ces nécessités, le propulsif solide utilisé dans une fusée à statoréacteur de la nature ci-dessus spécifiée est habituellement du type pouvant briller graduellement de l'extrémité arrière vers l'extrémité avant du propulsif afin d'aider au vol long et à longue distance de la fusée. Afin d'augmenter la poussée utilisable pour propulser une telle fusée à statoréacteur, on a proposé et prévu une garniture de combustible dans la chambre secondaire de combustion de la fusée. La garniture de combustible est brûlée à l'aide de ltexcès d'air contenu dans le mélange d'air frais provenant du diffuseur et des gaz combustibles provenant de la chambre primaire de combustion.Cependant, étant donné le fait que la chaleur e l'activité thermique des gaz incomplètement bztlés produits dans la chambre primaire de combustion sont insuffisantes pour aider à la combustion de la garniture de combustible, cette garniture ne peut etre bolée de façon satisfaisante et en conséquence, la fusée ne peut recevoir ur.e quantité appropriée de poussée pendant son vol. La présente invention envisage la prévision d'une fusée à statoréacteur perfectionnée, permettant d'éliminer ces inconvénients inhérents aux fusées à stato réacteur-- selon l'art antérieur. La présente invention a par conséquent pourobjet une fusée à statoréacteur ayant un système de propulsion pouvant produire une quantité accrue de poussée pendant son vol. La présente invention a pour autre objet une fusée à statoréacteur avec un agencement perfectionné du propulsif solide pouvant produire des quantités accrues de gaz de combustion dans la chambre primaire de combustion de la fusée. Afin d'atteindre ces objectifs, la présente invention propose une fusée à statoréacteur comprenant un corps de fusée ayant une direction d'avant en arrière et comprenant une partie de paroi interne avec une tuyère et des parties de paroi généralement cylindriques respectivement formées avec une chambre primaire de combustion placée à l'avant de la tuyère et une chambre secondaire de combustion placée à l'arrière de la tuyère, et un diffuseur d'air débouchant dans la chambre secondaire de combustion, un propulsif ou ergol solide maintenu en position dans la chambre primaire de combustion, et qui est allongé en direction d'avant en arrière du corps de la fusée, le propulsif solide ou ergol étant forméccun alésage axial ouvert à ses extrémités avant et arrière, un organe externe restreignant la combustion maintenu fixement en position dans la chambre primaire de combustion et ayant une surface interne attachée très précisément à sensiblement toute la surface externe du propulsif solide, et un organe interne restreignant la combustion attaché à sensiblement toute la surface interne du propulsif solide, et ayant un passage débouchant aux extrémités axiales et opposées de l'organe interne restreignant la combustion. De préférence, le propulsif solide a une configuration généralement cylindrique et chacun des organes externe et interne restreignant la combustion a de meme une configuration cylindrique. Dans ce cas, l'organe externe a une surface périphérique interne très précisément attachée sensiblement à toute la surface périphérique externe du propulsif solide tandis que l'organe interne restreignant la combustion a une surface périphérique externe très précisément attachée sensiblement à toute la surface périphérique interne du propulsif solide. L'invention sera mieux comprise et d'autres buts, caractéristiques, détails et avantages de celle-ci apparai- tront plus clairement au cours de la description explicative qui va suivre faite en référence aux dessins schématiques annexés donnés uniquement à titre d'exemple illustrant un mode de réalisation de l'invention et dans lesquels - la figure 1 est une vue en coupe longitudinale, et partiellement en élévation interne d'une fusée à statoréacteur selon l'art antérieur ; et - la figure 2 est une vue semblable à la figure 1 mais montrant un mode de réalisation de la présente invention. En se référant à la figure I des dessins, une fusée à statoréacteur connue comporte un fuselage 10 intérieurement formé d'une tuyère 11 et de chambres primaire et secondaire de combustion 12 et 13 qui sont agencées à travers la tuyère 11 Un propulsif solide et cylindre 14 du type brillant par la fin, est reçu dans la chambre primaire de combustion 12. Des agencements sont prévus de façon que la combustion avance de la face extrême arrière du propulsif solide 14 une fois que la réaction chimique du propulsif est amorcée par un allumeur 15.Les gaz combustibles produits à la suite de la combustion incomplète du propulsif solide 14 sont dirigés à travers la tuyère Il dans la chambre secondaire de combustion 13 et sont mélangés avec de l'air frais introduisant la chambre 13 par un diffuseur 16 ayant une extrémité 17 d'entrée d'air à son extrémité la plus avant comme on peut le voir. Le mélange résultant des gaz incomplètement brûlés et d'air frais est brûlé dans la chambre secondaire 13. Simultanément, une garniture de carburant 18 définissant la chambre secondaire cylindrique de combustion 14 est brûlée à l'aide de l'air en excès dans le mélange des gaz incomplètement brûlés et d'air.Les gaz de combustion à haute pression et haute température ainsi produits dans la chambre secondaire 13 sont évacués vers l'arrière par une tuyère de queue 19 formée à une partie extrême arrière du fuselage 10, afin de produire ainsi une poussée pour propulser la fusée pour la faire avancer. Le système de propulsion de fusée de cette nature présente un inconvénient parce que les gaz combustibles ne sont pas produits en une quantité appropriée par la combustion incomplète du propulsif solide 14 configuré et agencé comme cela est représenté sur le dessin. Pour cette raison, quand on utilise du polyéthylène ou tout autre matériau facilement disponible pour la garniture de carburant 18, cette garniture ne peut être brûlée de façon satisfaisante et en conséquence, la poussée obtenue dans la fusée n'atteint pas la quantité souhaitée. Cèla est dû au fait que les gaz combustibles produits dans la chambre primaire de combustion sont à une température relativement faible et en une quantité inappropriée. La figure 2 montre un mode de réalisation d'une fusée à statoréacteur selon l'invention, construite et agencée pour surmonter l'inconvénient inhérent à la fusée de l'art antérieur représentée sur la figure 1. En se référant à la figure 2, une fusée à statoréacteur selon la présente invention comprend un corps de fusée ou fuselage 10 ayant une direction d'avant en arrière et comprenant une partie de paroi interne avec une tubulure convergente -divergente 10, comme lafusée selon l'art antérieur de la figure 1. Egalement, comme pour la fusée traditionnelle de la figure 1, le fuselage 10 de la. fusée selon l'invention comprend de plus des parties de paroi cylindrique respectivement formées avec une chambre primaire de combustion 12 placée immédiatement à l'avant de la tuyère Il et une chambre secondaire de combustion 13 placée à l'arrière de la tuyère 11. Les chambres primaire et secondaire 12 et 13 ont des configurations cylindriques qui sont axialement alignées avec la tuyère Il en direction d'avant en arrière du fuselage 10. Un allumeur 15 fait saillie du fuselage 10 dans une partie extrême arrière de la chambre primaire de combustion 12. La fusée représentée sur la figure 2 comprend de plus un diffuseur d'air 16 entourant coaxialement une partie du fuselage 10 et ayant une extrémité d'entrée d'air 17 qui débouche à l'extrémité avant du diffuseur 16 comme cela est représenté. Le diffuseur 16 a un passage qui débouche radialement vers l'intérieur dans une partie extrême avant de la chambre secondaire 13. Ainsi, l'air frais de l'atmosphère, introduit comme air de statoréacteur dans le passage du diffuseur par l'extrémité d'entrée 17 est dirigé vers l'intérieur dans des directions radiales, dans la chambre secondaire 13 et est comprimé dans cette chambre 13 quand la fusée est en vol. Comme dans la fusée selon l'art antérieur représentes sur la figure 1, une garniture de carburant 18, tassée sous une forme cylindrique et creuse, est attachée à la surface périphérique de la partie de paroi du fuselage 10 formée avec la chambre secondaire 13. La garniture 18 est formée d'un matériau combustible à base de polyéthylène, de polmréthane ou d'aluminium et couvre un propulsif solide (non représenté) qui doit être consommé pour propulser la fusée en un stade initial du vol de la fusée lancée. A proximité de l'extrémité arrière de la garniture 18, la chambre secondaire 13 se confond vers l'arrière avec une tuyère de queue 19 de forme convergente -divergente , qui est formée à une partie extrême arrière du fuselage 10, également comme dans la fusée de la figure 1. La chambre primaire 12 est chargée d'un propulsif cylindrique et solide 20 ayant une configuration qui sera décrite ci-après. Le propulsif solide 20 a une face extrême arrière qui est espacée, vers l'avant, de la tuyère 11 et forme ainsi la partie extrême arrière ci-dessus mentionnée de la chambre primaire 12 entre la tuyère 11 et la face extrême arrière du propulsif solide 20. A la partie de paroi interne du fuselage 10 qui est formée avec la tuyère Il sot;solidement attachézun élément de filtrage 21 faisant saillie, de façon semi-circulaire, au loin de la tuyère Il dans la partie extrême arrière de la chambre primaire de combustion 12, et un élément éjecteur perforé 22 faisant saillie de façon semi-circulaire de la tuyère dans une partie extrême avant de la chambre secondaire de combustion 13.L'élément éjecteur 22 est formé d'une multiplicité de pores permettant la communication entre la tuyère Il et la chambre 13 Le propulsif solide cylindrique 20 disposé dans la chambre primaire de combustion 12 est formé avec un alésage axial 2v qui est ouvert aux extrémités axiales et opposées du propulsif 20, et dont l'axe central est de préférence sensiblement coincidant avec celui du propulsif 20. Le propulsif solide 20 est enfermé dans un organe externe cylindrique et creux 24 restreignant la combustion dont la surface périphérique interne est collée ou autrement fixée solidement sensiblement à toute la surface periphérique externe du propulsif 20.La surface périphérique externe de l'organe 24 s'adapte très précisément sur la surface périphérique interne de la partie de paroi du fuselage 10 formée avec la chambre primaire de combustion 12. Par ailleurs, le propulsif solide 20 a un organe interne cylindrique et creux 25 restreignant la combustion dont la surface périphérique externe est collée ou autrement très précisément attachée sensiblement à toute la surface périphérique interne du propulsif solide percé 20. Chacun des organes externe et interne 24 et 25 restreignant la combustion, couvrant ainsi respectivement les surfaces périphériques externe et interne du propulsif solide percé 20 est efficace pour empêcher ce propulsif 20 de brûler sur ces surfaces en présence de gaz de combustion dans la chambre primaire 12. Chacun des organes 24 et 25 prévus dans ce but est construit en un matériau résistant à la chaleur approprié comme, par exemple, une résine époxy et un copolymère de chloroprène (commercialisé sous la dénomination commerciale de Néoprène). Le propulsif solide 20 est maintenu fixement en position dans la chambre primaire 12 au moyen d'une plaque extrême avant 26 fixée au fuselage 10 et d'un élément d'espacement 27 de forme annulaire qui s'adapte tres précisément au fuselage 10 entre l'extrémité arrière de l'organe externe de restriction 24 et la partie de paroi interne du fuselage formée avec la tuyère 11 comme cela est représenté. La plaque extrême 26 fait saillie sous une forme sensiblement renflée au loin de la face extrême avant du propulsif solide 20. Ainsi, la chambre 12 a une partie extrême avant ouverte définie entre la plaque extrême 26 et la face extrême annulaire avant du propulsif solide 20.La partie extrême avant ouverte de la chambre primaire 12 est en communication constante avec la partie extrême arrière ouverte de la chambre 12 à travers le passage axial dans l'organe interne de restriction 25. L'élément d'espacement 27 est de préférence construit en métal ou en matière plastique renforcée de fibresde verre. On décrira ci-après le fonctionnement de la fusée à statoréacteur ainsi construite et agencée selon l'invention. Pour lancer la fusée, le propulsif solide stocké dans la chambre secondaire de combustion 13 et ainsi enfermé dans la garniture 18 est allumé pour impartir une vitesse initiale de vol à la fusée. Quand la fusée est ainsi lancée, l'allumeur 15 est automatiquement actionné pour brûler le propulsif solide 20 à sa face extrême arrière annulaire. Les gaz de combustion sont ainsi produits initialement à la partie extrême arrière de la chambre primaire 12 et passent partiellement vers l'avant à travers le passage dans l'organe de restriction interne 25 et ils atteignent la partie extrême avant ouverte de la chambre primaire 12. De cette façon, la combustion du propulsif solide 20 se passe graduellement en direction axiale et opposée à partir des faces extrêmes initiales avant et arrière du propulsif 20. Dans ce cas, les gaz de combustion produits par la combustion incomplète du propulsif solide 20 sont à des températures relativement faibles et ont une activité thermique relativement faible, ainsi le propulsif solide 20 qui est brûlé à partir des extrémités axiales et opposées est un combustible à un état stable de façon satisfaisante. Les gaz de combustion produits de cette façon par la combustion incomplète du propulsif solide 20 passent à travers 1'élément de -filtrage 21 vers la tuyère Il et sant éjectés à travers les pores de l'élément éjecteur 22dans la chambre secondaire de combustion 13. Tandis que les gaz incomplètement brûlés sont ainsi éjectés dans la chambre 13, de l'air frais est introduit sous forme d'air de statoréacteur dans le passage du diffuseur 16 à travers l'extrémité annulaire d'entrée d'air 17 de ce diffuseur. L'air est comprimé dans le diffuseur 16 et est dirigé vers l'intérieur, dans des directions radiales, dans la chambre secondaire 13. Les gaz incomplètement brûlés sont mélangés avec flair comprimé et totalement brûlés dans la chambre 13. La combustion des gaz incomplètement brûlés est accompagnée de la combustion de la garniture 18 avec l'aide de l'air en excès dans le mélange des gaz incomplètement brûlés et de l'air comprimé. En conséquence, la pression des gaz dans la chambre secondaire 13 est maintenue à un niveau requis pour assurer le vol d'avance de la fusée, ou au-dessus, par les gaz de combustion évacués de la chambre secondaire 13 par la tuyère de queue 19. Tandis que la combustion du propulsif solide 20 se passe de sa face initiale avant à sa face initiale arrière, chacun des organes externe et interne de restriction 24 et 25 est brûlé de ses extrémités avant et arrière vers sa partie axialement médiane. Les fractions de carbone ainsi produites dans la chambre primaire 12 sont recueillies dans le filtre 21 et ne peuvent ainsi traverser la tuyère Il. Bien entendu l'invention n'est nullement limitéeau mode de réalisation décrit et représenté qui n'a été donné qu'à titre d'exemple. En particulier elle comprend tous les moyens constituant des équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci sont exécutées suivant son esprit et mises en oeuvre dans le cadre de la protection comme revendiquée. REVENDICATIONS 1. Fusée à statoréacteur, caractérisée en ce qu'elle comprend un corps de fusée (10) ayant une direction d'avant en arrière et comprenant une partie de paroi interne formée avec une tuyère (11) et des parties de paroi généralement cylindriques respectivement formées avec une chambre primaire de combustion (12) à l'avant de ladite tuyère et une chambre secondaire de combustion (13) à l'arrière de ladite tuyère, un diffuseur d'air (16) ouvert dans ladite chambre secondaire, un propulsif solide (20) maintenu en position dans ladite chambre primaire et allongé en direction d'avant en arrière dudit corps, ledit propulsif solide étant formé avec un alésage axial (23) ouvert aux extrémités avant et arrière dudit propulsif, un organe externe (24) restreignant la combustion maintenu fixement en position dans ladite chambre primaire et ayant une surface interne attachée très précisément à sensiblement toute la surface externe dudit propulsif solide, et un organe interne restreignant la combustion (25) attaché très précisément sensiblement à toute la surface interne dudit propulsif solide, et avec un passage débouchant aux extrémités axiales et opposées dudit organe interne. 2. Fusée selon la revendication 1, caractérisée en ce que le propulsif solide (20) précité a une configuration généralement cylindrique et en ce que chacun des organes précités externe et interne restreignant la combustion (24, 25) a une configuration cylindrique, ledit organe externe ayant une surface périphérique interne attachée très précisément sensiblement à toute la surface périphérique externe dudit propulsif solide, et ledit organe interne ayant une surface périphérique externe attachée très précisément sensiblement à toute la surface périphérique interne dudit propulsif solide. 3. Fusée selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisée en ce que chacun des organes precités restreignant la combustion est construit en un matériau résistant à la chaleur choisi dans le groupe consistant en copolymère de chloroprène et résine époxy. 4. Fusée selon la revendication 3, caractérisée en ce qu'dle comprend de plus une plaque extrême (26) fixée au corps précité de la fusée et définissant ltextrémité avant de la chambre primaire de combustion précitée, ladite plaque extrême faisant saillie sensiblement sous forme renflée, vers l'avant, au loin de la face extrême avant du propulsif solide précité, pour former ainsi une partie extrême avant ouverte de ladite chambre primaire de combustion.