FR2621957A1 - Perfectionnements aux fusees - Google Patents

Abstract

L'invention concerne une fusée comportant à son extrémité arrière un ensemble de propulsion, cet ensemble comprenant une chambre apte à contenir un combustible pour fusée, un diaphragme disposé à l'extrémité avant de la chambre et apte à supporter la pression du combustible pour fusée brûlant dans la chambre, un passage de diffusion en avant de la chambre et communiquant avec une entrée d'air disposée sur le côté de la fusée, le diaphragme pouvant être éjecté après utilisation du combustible pour fusée, un stabilisateur de flamme 43 est disposé dans le passage de diffusion pour permettre la combustion dans la chambre 28 d'un autre combustible amené au stabilisateur de flamme 43 avec de l'air reçu de l'entrée d'air 40, la paroi de la chambre formant une partie de l'enveloppe de la fusée et étant directement refroidie pendant ladite combustion par le passage d'air sur la fusée.

Description

La présente invention concerne des perfectionnements aux fusées et se

réfère particulèrement à une fusée à statoréacteur intégré. L'évolution de la conception des fusées, en particulier des missiles, a conduit à une tendance à diviser la fusée en deux parties, une partie avant pour le guidage et la charge utile et

un ensemble de propulsion disposé à l'arrière.

Un ensemble de propulsion typique comprend une chambre

de combustible pour fusée et un système de combustion de stato-

réacteur disposé en amont de la chambre et pouvant être utilise après la combustion du combustible pour fusée avec de l'air reçu

d'une ou de plusieurs entrées d'air.

Ces entrées d'air peuvent être disposées à l'intérieur du corps généralement cylindrique de la fusée pour faciliter son lancement et pour éviter la formation d'une traînée excessive lors de l'accélération de la fusée par le combustible pour fusée. Dans un type de fusée, quatre entrées d'air sont prévues, et lorsqu' une vitesse suffisante est atteinte, des capots sont éjectés par de petites charges explosives et les entrées d'air sont basculées vers l'extérieur pour absorber l'air nécessaire au système de combustion du statoréacteur. Malheureusement, de telles entrées d'air augmentent la complexité de la fusée et leur présence peut être defavorable au refroidissement de la chambre de combustion du statoréacteur en déviant l'écoulement d'air sur la surface

extérieure de la fusée en aval des entrées d'air.

De plus, lors des manoeuvres de la fusée, les conditions d'entrée à chacune des entrées d'air varient, ce qui compliquent

l'écoulement d'entrée dans la chambre de combustion.

Dans un autre type de fusée, une seule entrée d'air montée à proximité du nez de la fusée admet de l'air par l'intermédiaire

d'un conduit vers l'arrière de la fusée pour permettre la combus-

tion du combustible dans une chambre de combustion disposée en

amont de la chambre du combustible pour fusée.

Dans les deux types de fusée ci-dessus, la combustion est

amorcée sur un stabilisateur de flamme disposé en aval d'un pas-

sage de diffusion. Dans ce passage de diffusion, l'air reçu des

entrées d'air subit tout d'abord un processus de diffusion su-

personique, puis un processus de diffusion subsonique. La combus-

tion a lieu en aval d4stabilisateur de flamme dans la chambre de combustible pour fusée avant son éjection par l'intermédiaire

d'une tuyère de propulsion à l'extrémité aval de cettethambre.

La présente invention vise à fournir une fusée qui per-

met une utilisation plus efficace de l'espace disponible dans la fusée pour transporter le combustible et les autres charges utiles, qui utilise une entrée d'air qui est affectée moins défavorable-

ment par l'écoulement d'air sur la fusée et qui permet à la cham-

bre de combustible pour fusée d'être directement refroidie par

cet écoulement d'air.

Selon la présente invention, il est prévu une fusée ayant à son extrémité arrière un ensemble de propulsion, cet ensemble comprenant une chambre apte à recevoir un combustible pour fusée, un diaphragme disposé à l'extrémité avant de la chambre et apte àfsupporter la pression de la combustion du combustible pour fusée dans la chambre, un passage de diffusion en amont de la chambre et communiquant avec une entrée d'air disposée sur le côté de la fusée, à proximité de sa partie centrale, un stabilisateur de flamme disposé dans le passage de diffusion, le diaphragme étant

éjectable après l'utilisation du combustible de fusée pour per-

mettre la combustion dans la chambre d'un autre combustible amene au stabilisateur de flamme avec l'air reçu de l'entrée d'air, la paroi de la chambre faisant partie d1l'enveloppe de la fusée et

étant directement refroidie pendant ladite combustion par le pas-

sage de l'air sur la fusée.

Une caractéristique de cet agencement est l'incorporation du stabilisateur de flamme dans le passage de diffusion permettant un raccourcissement de l'ensemble de propulsion et ainsi un gain

de place.

Contrairement aux stabilisateurs de flamme connus qui sont situés en aval du passage de diffusion, de telle sorte que la vitesse d'entrée d'air y a déjà un nombre de Mach subsonique relativement bas, le présent stabilisateur de flamme est placé dans le passage de diffusion à un emplacement correspondant à un

nombre de Mach relativement élevé et, l'air entrant est progres-

sivement diffusé dans le stabilisateurle flamme en des positions axiales successives le long du stabilisateur de flamme. Chaque

partie est diffusée localement jusqu'à un nombre de Mach subsoni-

que relativement bas lorsqu'il entre dans le stabilisateur de flamme avant la combustion ayant lieu dans le stabilisateur de flamme, et l'écoulement à l'extérieur du stabilisateur de flamme est également diffusé progressivement lorsqu'il se déplace vers l'aval. Ce processus de diffusion et de combustion intégré peut être considéré comme permettant à l'angle de passage de diffusion d'être augmenté au-delà de l'angle limite d'environ 70 qui forme

généralement la limite d'efficacité d'un diffuseur, et par consé-

quent le diffuseur même est effectivement raccourci. Dans une

forme de réalisation, le stabilisateur de flamme comprend un as-

semblage tubulaire de longerons s'étendant longitudinalement et

espacés circonférentiellement et de viroles espacées lnngitudina-

lement fixées aux longerons et formant une pluralité d'ouvertu-

IO res pour le passage de l'air, les viroles étant conformées pour défléchir en fonctionnement l'air qui s'écoule à l'extérieur de

l'ensemble vers l'intérieur au travers des ouvertures, pour l'ad-

mettre dans l'assemblage et diffuser cet air jusqu'à une vitesse

plus faible dans l'assemblage, une ouverture d'entrée pour l'as-

semblage étant prévue à son extrémité amont et un injecteur de combustible étant prévu à l'extrémité aval de l'ouverture, et

les côtés de l'ouverture étant conformés pour diffuser en fonc-

tionnement l'air qui s'écoule par l'ouverture dans l'assemblage pour établir une zone de combustion pilote à l'extrémité avant de

l'assemblage.

La fusée peut également être munie d'un accélérateur

disposé de façon connue en aval de la chambre.

Une forme de réalisation de l'invention sera maintenant décrite à titre d'exemple en référence aux dessins annexés dans lesquels:

la figure 1 est une vue en plan d'un missile.

la figure 2 est une coupe verticale du missile de la fi-

gure 1 à une échelle réduite, la figure 3 est une vue agrandie de la figure 2, la figure 4 est une vue agrandie en coupe selon la ligne IV-IV de la figure 3, la figure 5 est une vue dans la direction de la ligne

V-V de la figure 4.

Les figures 1 et 2 montrent un missile 10 qui vole nor-

malement dans l'attitude montrée la figure 2 et qui est muni de trois ailes 11, 12, 13 en son milieu pour fournir une portance et d'aierons 14, 15, 16 à son extrémité avant pour contrôler 1' attitude du missile. Les ailerons et les ailes porteuses ont des profils courbes et sont pivotants autour d'axes 17, 18 à l'avant

et à l'arrière du missile. Ceci permet de plier les ailes au ni-

2 6 2 1 9 5 7

veau de la surface cylindrique du missile durant le lancement, par exemple à partir d'un tube lance-torpille d'un sous marin, et de les déployer durant le vol du missile. A la partie avant 19 du missile sont disposés un module de guidage de commande 21, une charge militaire 22 et un réservoir de combustible liquide 23. Le

missile est muni à son extrémité arrière d'un ensemble de propul-

sion 24 qui peut être vu plus en détail sur la figure 3.

L'ensemble de propulsion 24 comprend une fusée d'accélé-

ration 25 à combustible solide qui est utilisée pour fournir 1' est accélération initiale du missile, et qui/ensuite détachée de la du tuyère 26/ missile par l'explosion d'une rangée circonférentielle de boulons explosifs 27. En amont de la tuyère 26 se trouve une chambre 28 dont la paroi extérieure 29 est un cylindre fait d'une

bande d'acier entourée en hélice et soudée, et formant une par-

tie de l'enveloppe de la fusée. La chambre 28 est remplie d'un

combustible solide pour fusée 30 et revêtue d'une garniture abla-

tive 31. La garniture ablative est d'un type connu en soi et peut par exemple comprendre un élastomère au silicone tel que du Dow Corning 93104, ou une matrice de fibre de silice imprégnée d'une résine phénolique telle que Phenolic Refrasil vendue par The Chemical Insulating Co. Ltd. Après le détachement de l'accélérateur, le système de commande du missile amorce l'allumage du combustible solide pour fusée, qui brûle progressivement et développe par l'intermédiaire

de la tuyère d'échappement 26 une poussée pour accélérer le mis-

sile jusqu'à une vitesse supérieure à Mach 2. La garniture abla-

tive 31 se décompose graduellement sous l'effet de la combustion, mais dure suffisamment longtemps pour éviter au combustible en train de brûler de détériorer la paroi de la chambre. La tuyère 32 est munie d'une garniture ablative en amont du col et le col lui-même est muni d'une garniture au molybdène 33 pour résister

à l'érosion due aux gaz d'échappement.

La pression engendrée par le combustible en train de brûler est supportée par un diaphragme de pression généralement convexe 34 dont les détails de construction peuvent être vus sur

les figures 4 et 5.

Le diaphragme comprend essentiellement une rangée circon-

férentielle de secteurs en titane 35 qui se touchent pour former un cône convexe dont l'angle est important et qui est fermé par un obturateur central 36. Le cône et l'obturateur sont recouverts

262 1957

sur la surface de pression par une seule couche de plastique 37

renforcée de fibres de verre pour assurer que les secteurs res-

tent correctement aligné.s et en contact lors de l'assemblage.

Le plastique renforcé 37 est protégé par une autre couche d'un

revêtement ablatif 38.

En amont du diaphragme de pression est agencé un passage 39 communiquant avec une entrée d'air 40 adjacente à une partie centrale resserrée 41 de l'enveloppe de la fusée. L'entrée d'air est normalement fermée par un écran 42 qui enferme l'entrée LO d'air dans le contour cylindrique de la fusée. L'écran est éjecté par des boulons explosifs, non représentés, mais bien connus en

eux-mêmes, dès que le combustible pour fusée a terminé sa combus-

tion. L'air absorbé pressurise alors le passage et brise le dia-

phragme en morceaux qui sont éjectés par la tuyère du missile 26.

L'écoulement d'air dans le passage, qui est conformé comme un diffuseur, assure la combustion d'un autre combustible amené à un stabilisateur de flamme 43 disposé dans le passage 39. Cet autre combustible est contenu dans le réservoir 23 adjacent à la partie resserrée de la fusée. Le processus de combustion continue dans la chambre 28 qui est vide après la combustion du combustible solide

pour fusée. La tuyère d'éjection 45 pour les produits de combus-

tion du statoréacteur est mise en fonctionnement après que le com-

bustible solide pour fusée ait br1lé en faisant exploser un autre

anneau de boulons explosifs 46 qui libèrent la tuyère d'échappe-

ment de fusée 32. La tuyère d'échappement de statoréacteur 45 est

refroidie au moyen d'un écoulement d'air libre dans les ouvertu-

res 47 de l'enveloppe de la fusée rencontrant et refroidissant par film la surface extérieure de la tuyère 45. L'écoulement dans la tuyère d'éjection 32 entraîne le film de refroidissement par

des orifices 48.

La paroi extérieure en acier de la chambre de combustion est refroidie pendant ce processus de combustion de statoréacteur, qu*êut être d'une durée très longue, par un écoulement d'air sur la surface du missile. Pour que ce refroidissement soit efficace il est important qu'il n'y ait aucune structure en amont de la chambre qui perturbe l'écoulement sur la surface extérieure de la

paroi de la chambre. Il est également important que tous les câ-

ble#tilisés pour l'allumage de l'accélérateur, l'orientation de la tuyère de l'accélérateur, la séparation d+'accélérateur du missile, ltallumage du combustible solide pour fusée, soient

262 1 957

logés de telle sorte qu'ils n'interfèrent pas avec le refroidis-

sement ou le transfert de chaleur au travers de la paroi de la chambre. Ceci peut être réalisé en utilisant des câbles fins fixés par un adhésif sur l'enveloppe extérieure de la fusée, ou logés dans des rainures longitudinales de'lenveloppe de la fusée si celle-ci doit être lancée à partir d'un tube de lancement ajusté.

Les câbles sont arrachés au moment de l'allumage du sys-

tème de combustion du statoréacteur par la mise en marche de la tuyère de ce réacteur. Ceci ne pose pas de problème du fait qu'a

ce moment les câbles ne sont plus nécessaires.

Une caractéristique de l'agencement du statoréacteur est l'incorporation du stabilisateur de flamme 43 dans le passage de diffusion. Le stabilisateur de flamme 43 comprend un assemblage tubulaire de longerons 50 s'étendant longitudinalement et espacés

circonférentiellement et de viroles longitudinalement espacées 51.

Les viroles 51 et les longerons 50 forment entre eux une plurali-

té d'ouvertures 52 pour diriger l'air s'ecoulant dans le passage

53 situé à l'extérieur de l'assemblage vers l'intérieur au tra-

vers des ouvertures, pour leur admission à l'intérieur de l'as-

semblage. Au sommet de l'assemblage se trouve une ouverture d'

entrée 54 en aval de laquelle est disposé un injecteur de carbu-

rant 55. Le stabilisateur de flamme est disposé à l'intérieur du diffuseur de telle sorte que la vitesse d'écoulement locale à

l'ouverture d'entrée soit d'environ Mach 0,7 et l'ouverture d'en-

trée a des parois latérales conformées pour diffuser l'air qui s'écoule dans l'assemblage par l'intermédiaire de 1' ouverture d'entrée à une vitesse convenable pour stabiliser une flamme

dans une zone de combustion pilote56 située en aval de l'ouvertu-

re d'entrée. L'écoulement d'air dans le passage 53 autour de

l'ouverture d'entrée est diffusé à une vitesse de Mach 0,5, tan-

dis qu'il s'écoule autour de l'ouverture d'entrée et comme les

parties del'écoulement d'air entrent progressivement dans l'assem-

blage par les ouvertures 52 en des positions axiales successives

le long de l'assemblage, ellessont également diffusées à une vi-

tesse inférieure de Mach 0,25 à l'intérieur de l'assemblage.

Cette diffusion est réalisée en conformant les parois des paires successives demiroles 51 pour former entre elles des passages de

diffusion et pour tenir compte de la présence des longerons 50.

De plus, il est réalisé une diffusion progressive dans

262 1 957

le passage 53 de Mach 0,5 en aval de l'ouverture d'entrée à Mach 0,25 a l'extrémité du stabilisateur de flamme. Tandis que l'air s'écoule dans l'assemblage, il est progressivement mélangé avec

du carburant introduit par l'injecteur 55 et allumé de telle sor-

te qu'à la sortie du stabilisateur de flamme un front de flamme bien développé pénètre dans la chambre 28 de combustible pour fusée. On comprendra que diverses modifications peuvent être apportées au missile décrit. En particulier l'accélérateur peut 0 être considéré comme une caractéristique auxiliaire qui n'est pas nécessaire à un missile de portée plus faible, et le combustible solide pour fusée peut être remplacé par un combustible liquide pour fusée. La fusée représentée a son entrée d'air adjacente à une partie centrale resserrée pour faciliter le lancement à L5 partir d'un tube de lancement, mais il est possible avec d'autres

moyens de lancement de placer l'entrée d'air le long d'une en-

veloppe de fusée généralement cylindrique.

On comprendra également que, bien que la description ci-

dessus se réfère à un missile, la charge militaire peut être O remplacée par un équipement de reconnaissance ou encore que la

fusée peut être utilisée comme une cible mobile.

Claims (4)

REVENDICATIONS

1 - Fusée comportant à son extrémité arrière.un ensemble de pro-

pulsion, cet ensemble comprenant une chambre apte à contenir un combustible pour fusée, un diaphragme disposé à l'extrémité avant de la chambre et apte à supporter la pression du combustible pour fusée br lant dans la chambre, un passage de diffusion en avant de la chambre et communiquant avec une entrée d'air disposée sur

le côté de la fusée, le diaphragme pouvant être éjecté après uti-

lisation dubombustible pour fusée, caractérisée/en ce qu'un stabi-

*lisateur de flamme (43) est disposé dans le passage de diffusion pour permettre la combustion dans la chambre (28) d'un autre combustible amené au stabilisateur de flamme (43) avec de l'air reçu de l'entrée d'air (40), la paroi de la chambre formant une partie de l'enveloppe de la fusée et étant directement refroidie

pendant ladite combustion par le passage d'air sur la fusée.

2 - Fusée selon la Revendication 1, caractérisée en ce que ledit

passage de diffusion (39) comprend en série un diffuseur super-

sonique disposé à ladite entrée d'air et un passage de diffusion subsonique, et en ce que ledit stabilisateur de flamme (43) est

disposé dans le passage de diffusion subsonique.

3 - Fusée selon la Revendication 1, caractérisée/n ce que ledit

diaphragme éjectable (34) comprend une rangée de segments sensi-

blement triangulaires (35) ajustés entre eux pour former un cône à angle évasé, avec une ouverture centrale au sommet du cône et

un obturateur (36) pour fermer l'ouverture, le cône étant recou-

vert à sa surface extérieure par une couche de résine renforcée

de fibre (37) et une autre couche d'un revêtement ablatif (38).

4 - Fusée selon la Revendication 1, caractérisée en ce que le

stabilisateur de flamme comprend un assemblage tubulaire de longe-

rons (50) s'étendant longitudinalement et espacés circonférentiel-

lement et de viroles (51) espacées longitudinalement fixées aux

longerons et formant une pluralité d'ouvertures (52) pour le pas-

sage de l'air, les viroles (51) étant conformées pour défléchir, en fonctionnement, l'air s'écoulant à l'extérieur def'assemblage

vers l'intérieur au traversdes ouvertures pour l'admettre à l'in-

térieur de l'assemblage et diffuser cet air à une vitesse infé-

rieure à l'intérieur de ltassemblage, une ouverture d'entrée (54) pour l'assemblage étant prévu9à son extrémité amont, un injecteur

de carburant étant prévu à l'extrémité aval de l'ouverture d'en-

trée et les côtés de l'ouverture d'entrée étant conformes pour diffuser, en fonctionnement, l'air s'écoulant dans

l'assemblage au travers de l'ouverture d'entrée pour éta-

blir une zone de combustion pilote (56) à l'extrémité amont de l'assemblage. - Stabilisateur de flamme comprenant un assemblage tubulaire de longerons s'étendant longitudinalement et espacés

circonférentiellement et de viroles espacées longitudinale-

ment, fixées aux longerons et formant une pluralité d'ou-

vertures pour le passage de l'air. les viroles étant confor-

mées pour défléchir en fonctionnement l'air s'écoulant à l'extérieur de l'assemblage vers l'intérieur au travers des ouvertures pour l'admettre dans l'assemblage, caractérisé en ce que les viroles sont de plus conformées pour diffuser cet air jusqu'à une vitesse inférieure à l'intérieur de l'assemblage, une ouverture d'entrée étant prévue pour

l'assemblage à son extrémité amont, un injecteur de carbu-

rant (55) étant prévu à l'extrémité aval de l'ouverture

d'entrée et les côtés de l'ouverture d'entrée étant confor-

més pour diffuser en fonctionnement l'air s'écoulant dans l'assemblage par l'intermédiaire de l'ouverture d'entrée

pour établir une zone de combustion pilote (56) à l'extré-

mité amont de l'assemblage.