CA3154256A1 - Propulseur hybride pour vehicule spatial - Google Patents
Propulseur hybride pour vehicule spatial Download PDFInfo
- Publication number
- CA3154256A1 CA3154256A1 CA3154256A CA3154256A CA3154256A1 CA 3154256 A1 CA3154256 A1 CA 3154256A1 CA 3154256 A CA3154256 A CA 3154256A CA 3154256 A CA3154256 A CA 3154256A CA 3154256 A1 CA3154256 A1 CA 3154256A1
- Authority
- CA
- Canada
- Prior art keywords
- propellant
- liquid
- tank
- solid
- injectors
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/72—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid and solid propellants, i.e. hybrid rocket-engine plants
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/403—Solid propellant rocket engines
- B64G1/404—Hybrid rocket engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/50—Feeding propellants using pressurised fluid to pressurise the propellants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/52—Injectors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Containers And Packaging Bodies Having A Special Means To Remove Contents (AREA)
Abstract
La présente invention concerne un propulseur hybride (100), pour véhicule ou engin spatial, comprenant un corps extérieur (10), définissant une chambre de combustion (15) destiné à recevoir un bloc d'ergol solide (20), un réservoir pressurisé (30) destiné à recevoir un ergol liquide (40), et une tuyère (50) d'éjection des gaz de combustion produits par la réaction des ergols, le réservoir pressurisé étant placé à l'intérieur du corps extérieur, entouré par le bloc d'ergol solide, le propulseur comportant en outre une pluralité d'injecteurs (31) d'ergol liquide disposés axialement entre des parties de l'ergol solide pour améliorer l'efficacité de la combustion. L'invention a également trait à un véhicule spatial, de type lanceur, équipé d'un tel propulseur hybride.
Description
Propulseur hybride pour véhicule spatial DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention appartient au domaine général de la propulsion hybride aérospatiale, notamment de l'architecture des moteurs-fusées hybrides, et concerne plus particulièrement un système propulsif (ou propulseur) hybride destiné principalement aux véhicules et engins spatiaux tels que les lanceurs.
La présente invention trouve une application directe dans le domaine de l'astronautique.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE
La propulsion spatiale dite hybride consiste à utiliser à la fois des ergols solides et des ergols liquides, afin de combiner leurs avantages tout en diminuant les effets de leurs inconvénients individuels. Le principe de cette technologie date des années 1930 mais les premiers essais ont été menés par l'armée américaine dans les années 1950. Le document brevet US3274771A décrit par exemple l'un 15 des premiers systèmes propulsifs hybrides. La propulsion hybride solide-liquide se caractérise par l'utilisation d'un combustible, ou carburant, solide et d'un comburant liquide. Dans de rares cas, cette configuration est inversée avec un carburant liquide et un comburant solide. L'intérêt de la propulsion hybride provient de sa simplicité comparée aux architectures complexes de la propulsion liquide, mais aussi du fait que la poussée est modulable par une variation de l'alimentation en comburant liquide, contrairement à la propulsion solide.
Une littérature assez abondante vante le potentiel de la propulsion hybride, mais également souligne les limites opérationnelles de cette technologie qui, à ce jour, font obstacle à son développement à plus grande échelle.
Dans les années 1990 des recherches non concluantes ont été effectuées par la société Amroc sur des moteurs-fusées hybrides de puissance élevée.
La présente invention appartient au domaine général de la propulsion hybride aérospatiale, notamment de l'architecture des moteurs-fusées hybrides, et concerne plus particulièrement un système propulsif (ou propulseur) hybride destiné principalement aux véhicules et engins spatiaux tels que les lanceurs.
La présente invention trouve une application directe dans le domaine de l'astronautique.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE
La propulsion spatiale dite hybride consiste à utiliser à la fois des ergols solides et des ergols liquides, afin de combiner leurs avantages tout en diminuant les effets de leurs inconvénients individuels. Le principe de cette technologie date des années 1930 mais les premiers essais ont été menés par l'armée américaine dans les années 1950. Le document brevet US3274771A décrit par exemple l'un 15 des premiers systèmes propulsifs hybrides. La propulsion hybride solide-liquide se caractérise par l'utilisation d'un combustible, ou carburant, solide et d'un comburant liquide. Dans de rares cas, cette configuration est inversée avec un carburant liquide et un comburant solide. L'intérêt de la propulsion hybride provient de sa simplicité comparée aux architectures complexes de la propulsion liquide, mais aussi du fait que la poussée est modulable par une variation de l'alimentation en comburant liquide, contrairement à la propulsion solide.
Une littérature assez abondante vante le potentiel de la propulsion hybride, mais également souligne les limites opérationnelles de cette technologie qui, à ce jour, font obstacle à son développement à plus grande échelle.
Dans les années 1990 des recherches non concluantes ont été effectuées par la société Amroc sur des moteurs-fusées hybrides de puissance élevée.
2 En effet, SpaceShipOne fut le premier avion spatial (2004) à utiliser une propulsion hybride. Depuis, la propulsion hybride est restée cantonnée à
quelques applications de niche telles que le SpaceShip qui, en vue d'un transport de passagers en vols suborbitaux, y voit un avantage sécuritaire considérable (les 5 ergols utilisés ne sont pas explosifs) et une possibilité de réduction des coûts.
En règle générale, dans un propulseur hybride, un oxydant liquide (LOX, N20, H202, etc.) est injecté dans une chambre de combustion contenant un réducteur solide (polymères, paraffines, etc.). La réaction de ces deux espèces génère une combustion qui produit l'énergie nécessaire à la propulsion, de façon comparable au fonctionnement d'un propulseur à propergol solide ou à ergols liquides.
Selon ce principe, il est possible d'obtenir de fortes poussées, qui plus est, peuvent être modulées par le réglage du débit d'oxydant injecté. En outre et moyennant le choix de certaines espèces chimiques, la propulsion hybride peut 15 présenter un caractère non toxique et/ou non pyrotechnique.
Toutefois, cette propulsion présente des inconvénients liés aux performances limitées des matériaux disponibles, en particulier les faibles vitesses de consommation des réducteurs actuels, rendant son utilisation inappropriée dans les véhicules nécessitant une importante poussée tels que les lanceurs.
20 L'architecture usuelle de la majorité des propulseurs hybrides connus, schématisée en figures la et lb, se heurte, d'un côté, à un manque de compacité
et d'efficacité volumétrique du fait de la distance entre le réservoir d'ergol liquide et la chambre de combustion, et d'un autre côté, à des phénomènes de ballottements plus critiques. Le document brevet W02017142590 répond à ces 25 problématiques en décrivant une architecture de moteur-fusée dans laquelle le réservoir d'ergol liquide est placé, entièrement ou partiellement, dans la chambre de combustion définie par l'ergol solide.
Malgré cette architecture compacte, l'injection de l'ergol liquide reste très localisée dans la chambre de combustion et ne permet pas d'obtenir un mélange 30 optimal des espèces chimiques gazeuses issues des deux ergols.
Ce problème de mélange s'amplifie lorsque la chambre de combustion est de grande taille, et les systèmes propulsifs hybrides existants ne peuvent donc pas être utilisés dans des applications spatiales à grande échelle. Cela est dû au
quelques applications de niche telles que le SpaceShip qui, en vue d'un transport de passagers en vols suborbitaux, y voit un avantage sécuritaire considérable (les 5 ergols utilisés ne sont pas explosifs) et une possibilité de réduction des coûts.
En règle générale, dans un propulseur hybride, un oxydant liquide (LOX, N20, H202, etc.) est injecté dans une chambre de combustion contenant un réducteur solide (polymères, paraffines, etc.). La réaction de ces deux espèces génère une combustion qui produit l'énergie nécessaire à la propulsion, de façon comparable au fonctionnement d'un propulseur à propergol solide ou à ergols liquides.
Selon ce principe, il est possible d'obtenir de fortes poussées, qui plus est, peuvent être modulées par le réglage du débit d'oxydant injecté. En outre et moyennant le choix de certaines espèces chimiques, la propulsion hybride peut 15 présenter un caractère non toxique et/ou non pyrotechnique.
Toutefois, cette propulsion présente des inconvénients liés aux performances limitées des matériaux disponibles, en particulier les faibles vitesses de consommation des réducteurs actuels, rendant son utilisation inappropriée dans les véhicules nécessitant une importante poussée tels que les lanceurs.
20 L'architecture usuelle de la majorité des propulseurs hybrides connus, schématisée en figures la et lb, se heurte, d'un côté, à un manque de compacité
et d'efficacité volumétrique du fait de la distance entre le réservoir d'ergol liquide et la chambre de combustion, et d'un autre côté, à des phénomènes de ballottements plus critiques. Le document brevet W02017142590 répond à ces 25 problématiques en décrivant une architecture de moteur-fusée dans laquelle le réservoir d'ergol liquide est placé, entièrement ou partiellement, dans la chambre de combustion définie par l'ergol solide.
Malgré cette architecture compacte, l'injection de l'ergol liquide reste très localisée dans la chambre de combustion et ne permet pas d'obtenir un mélange 30 optimal des espèces chimiques gazeuses issues des deux ergols.
Ce problème de mélange s'amplifie lorsque la chambre de combustion est de grande taille, et les systèmes propulsifs hybrides existants ne peuvent donc pas être utilisés dans des applications spatiales à grande échelle. Cela est dû au
3 fait que les structures turbulentes qui se forment dans l'écoulement gazeux ne changent pas d'échelle avec la taille de la chambre de combustion. Par conséquent, la zone de combustion se place plus loin de la surface de combustion de l'ergol solide dans une grande chambre de combustion que dans une petite.
Si bien qu'une grande chambre de combustion est moins efficace qu'une petite chambre de combustion.
En raison d'un mélange non optimal dans les propulseurs hybrides actuels, l'énergie libérée par la combustion reste inférieure à une valeur maximale correspondant à un mélange optimal, avec une partie des réactifs éjectés du propulseur sans avoir réagi et donc sans avoir libéré d'énergie. De ce fait, l'efficacité et, par là-même, la performance du propulseur sont nettement inférieures à leurs valeurs théoriquement atteignables.
De plus, la chaleur dégagée par la combustion est moins bien transférée à
l'ergol solide pour les raisons susmentionnées. Or, cette chaleur transférée à
l'ergol solide détermine la vitesse de consommation dudit ergol, dite vitesse de régression, représentée par des flèches pleines en figure 2. En effet, plus la chaleur transférée à l'ergol solide est importante plus celui-ci se consomme rapidement. La poussée du propulseur étant en partie dépendante de cette vitesse de régression, une maximisation de cette dernière est souhaitable pour des applications de grandes puissances.
Pour ces multiples raisons, aucune solution, à la connaissance du demandeur, ne permet d'utiliser un système propulsif hybride de taille suffisante pour, entre autres, propulser un véhicule spatial jusqu'à atteindre une orbite extra-atmosphérique.
PRÉSENTATION DE L'INVENTION
La présente invention vise à pallier les inconvénients exposés ci-dessus et à répondre aux problèmes techniques y afférents.
A cet effet, la présente invention a pour objet un propulseur hybride, notamment pour véhicule ou engin spatial, comprenant un corps extérieur dans lequel est stocké un ergol solide, s'étendant suivant une direction longitudinale X
du corps extérieur, un réservoir pressurisé contenant un ergol liquide ou gazeux, et une tuyère d'éjection des gaz produits de la combustion des ergols. Ce
Si bien qu'une grande chambre de combustion est moins efficace qu'une petite chambre de combustion.
En raison d'un mélange non optimal dans les propulseurs hybrides actuels, l'énergie libérée par la combustion reste inférieure à une valeur maximale correspondant à un mélange optimal, avec une partie des réactifs éjectés du propulseur sans avoir réagi et donc sans avoir libéré d'énergie. De ce fait, l'efficacité et, par là-même, la performance du propulseur sont nettement inférieures à leurs valeurs théoriquement atteignables.
De plus, la chaleur dégagée par la combustion est moins bien transférée à
l'ergol solide pour les raisons susmentionnées. Or, cette chaleur transférée à
l'ergol solide détermine la vitesse de consommation dudit ergol, dite vitesse de régression, représentée par des flèches pleines en figure 2. En effet, plus la chaleur transférée à l'ergol solide est importante plus celui-ci se consomme rapidement. La poussée du propulseur étant en partie dépendante de cette vitesse de régression, une maximisation de cette dernière est souhaitable pour des applications de grandes puissances.
Pour ces multiples raisons, aucune solution, à la connaissance du demandeur, ne permet d'utiliser un système propulsif hybride de taille suffisante pour, entre autres, propulser un véhicule spatial jusqu'à atteindre une orbite extra-atmosphérique.
PRÉSENTATION DE L'INVENTION
La présente invention vise à pallier les inconvénients exposés ci-dessus et à répondre aux problèmes techniques y afférents.
A cet effet, la présente invention a pour objet un propulseur hybride, notamment pour véhicule ou engin spatial, comprenant un corps extérieur dans lequel est stocké un ergol solide, s'étendant suivant une direction longitudinale X
du corps extérieur, un réservoir pressurisé contenant un ergol liquide ou gazeux, et une tuyère d'éjection des gaz produits de la combustion des ergols. Ce
4 propulseur est remarquable en ce qu'il comporte une pluralité d'injecteurs d'ergol liquide ou gazeux agencés axialement entre des parties de l'ergol solide, et en ce que ledit ergol solide comprend au moins un bloc cylindrique creux.
Selon un mode de réalisation, les injecteurs sont agencés le long d'une
Selon un mode de réalisation, les injecteurs sont agencés le long d'une
5 surface interne de l'ergol solide.
Selon un mode de réalisation particulièrement avantageux, le réservoir pressurisé est placé à l'intérieur du corps extérieur, entouré par l'ergol solide, et les injecteurs sont disposés le long et autour dudit réservoir.
Ainsi, cette proximité des injecteurs avec l'ergol solide permet d'apporter une quantité importante d'ergol liquide tout le long de la chambre de combustion formée par le canal entre la surface interne de l'ergol solide et le réservoir pressurisé, de sorte à maintenir la zone de combustion proche de la surface interne (de combustion) de l'ergol solide indépendamment de la taille (diamètre et longueur) du propulseur.
15 Plus particulièrement, les injecteurs sont disposés uniformément en rangées longitudinales, suivant un axe longitudinal du réservoir pressurisé, et en rangées radiales, par rapport audit axe longitudinal, les rangées radiales étant équidistantes.
Avantageusement, le corps extérieur et le réservoir pressurisé sont coaxiaux.
Selon un mode de réalisation, l'ergol liquide ou gazeux contenu dans le réservoir pressurisé est envoyé dans les injecteurs via un dispositif de contrôle de débit, de type vanne, et des canalisations reliant les injecteurs ou via une double paroi du réservoir pressurisé.
25 Les canalisations peuvent être au contact des parois du réservoir pressurisé et leur servir de système de refroidissement en acheminant un ergol liquide cryogénique par exemple.
Selon un mode de réalisation avantageux, la tuyère est de type acrospike et comporte un corps central solidaire du réservoir pressurisé et un corps 30 annulaire, entourant le corps central, solidaire du corps extérieur dudit propulseur.
Avantageusement, le corps central de la tuyère est relié au réservoir pressurisé au moyen d'une liaison rotule et/ou glissière et d'actionneurs, de type vérins, de sorte à permettre de manoeuvrer ladite tuyère en modifiant la section de son col et/ou l'inclinaison dudit corps central par rapport audit axe longitudinal.
Avantageusement, le réservoir pressurisé est fixé au corps extérieur au 5 moyen de bielles au niveau de son extrémité inférieure, lesdites bielles étant agencées radialement par rapport à un axe longitudinal dudit réservoir.
Selon un mode de réalisation alternatif, le réservoir pressurisé est monté
mobile dans le corps extérieur au moyen d'au moins un vérin, au niveau de son extrémité inférieure, et de liaisons élastiques, au niveau de son extrémité
supérieure opposée à ladite extrémité inférieure. Le ou les vérins sont par exemple des vérins pneumatiques fonctionnant grâce au surplus de gaz de pressurisation du réservoir pressurisé.
Plus particulièrement encore, chaque vérin est agencé radialement autour de l'axe longitudinal X du corps extérieur et relie ledit corps extérieur à
une parte supérieure du corps central de la tuyère, de sorte à permettre de manoeuvrer ladite tuyère en modifiant la section de son col et/ou l'inclinaison dudit corps central par rapport audit axe longitudinal.
Ces vérins de maintien en position du réservoir pressurisé et du corps central de tuyère permettent de modifier la forme (excentricité) du col de tuyère.
Cette modification permet d'orienter la poussée et donc de piloter le propulseur.
Les vérins permettent en outre de modifier la section du col de tuyère pour adapter le taux d'expansion de la tuyère pendant le fonctionnement du propulseur.
En ce qui concerne la nature chimique des ergols, l'ergol solide peut être à
base d'un polymère ou d'une cire de paraffine, el l'ergol liquide peut être de l'oxygène liquide cryogénique (LOX), du peroxyde d'hydrogène (H202) ou du protoxyde d'azote (N20).
L'invention a également pour objet un véhicule spatial, de type lanceur, comportant un propulseur hybride tel qu'il a été présenté.
Les concepts fondamentaux de l'invention venant d'être exposés ci-dessus dans leur forme la plus élémentaire, d'autres détails et caractéristiques ressortiront plus clairement à la lecture de la description qui suit et en regard des dessins annexés, donnant à titre d'exemple non limitatif un mode de réalisation d'un propulseur hybride conforme aux principes de l'invention.
Selon un mode de réalisation particulièrement avantageux, le réservoir pressurisé est placé à l'intérieur du corps extérieur, entouré par l'ergol solide, et les injecteurs sont disposés le long et autour dudit réservoir.
Ainsi, cette proximité des injecteurs avec l'ergol solide permet d'apporter une quantité importante d'ergol liquide tout le long de la chambre de combustion formée par le canal entre la surface interne de l'ergol solide et le réservoir pressurisé, de sorte à maintenir la zone de combustion proche de la surface interne (de combustion) de l'ergol solide indépendamment de la taille (diamètre et longueur) du propulseur.
15 Plus particulièrement, les injecteurs sont disposés uniformément en rangées longitudinales, suivant un axe longitudinal du réservoir pressurisé, et en rangées radiales, par rapport audit axe longitudinal, les rangées radiales étant équidistantes.
Avantageusement, le corps extérieur et le réservoir pressurisé sont coaxiaux.
Selon un mode de réalisation, l'ergol liquide ou gazeux contenu dans le réservoir pressurisé est envoyé dans les injecteurs via un dispositif de contrôle de débit, de type vanne, et des canalisations reliant les injecteurs ou via une double paroi du réservoir pressurisé.
25 Les canalisations peuvent être au contact des parois du réservoir pressurisé et leur servir de système de refroidissement en acheminant un ergol liquide cryogénique par exemple.
Selon un mode de réalisation avantageux, la tuyère est de type acrospike et comporte un corps central solidaire du réservoir pressurisé et un corps 30 annulaire, entourant le corps central, solidaire du corps extérieur dudit propulseur.
Avantageusement, le corps central de la tuyère est relié au réservoir pressurisé au moyen d'une liaison rotule et/ou glissière et d'actionneurs, de type vérins, de sorte à permettre de manoeuvrer ladite tuyère en modifiant la section de son col et/ou l'inclinaison dudit corps central par rapport audit axe longitudinal.
Avantageusement, le réservoir pressurisé est fixé au corps extérieur au 5 moyen de bielles au niveau de son extrémité inférieure, lesdites bielles étant agencées radialement par rapport à un axe longitudinal dudit réservoir.
Selon un mode de réalisation alternatif, le réservoir pressurisé est monté
mobile dans le corps extérieur au moyen d'au moins un vérin, au niveau de son extrémité inférieure, et de liaisons élastiques, au niveau de son extrémité
supérieure opposée à ladite extrémité inférieure. Le ou les vérins sont par exemple des vérins pneumatiques fonctionnant grâce au surplus de gaz de pressurisation du réservoir pressurisé.
Plus particulièrement encore, chaque vérin est agencé radialement autour de l'axe longitudinal X du corps extérieur et relie ledit corps extérieur à
une parte supérieure du corps central de la tuyère, de sorte à permettre de manoeuvrer ladite tuyère en modifiant la section de son col et/ou l'inclinaison dudit corps central par rapport audit axe longitudinal.
Ces vérins de maintien en position du réservoir pressurisé et du corps central de tuyère permettent de modifier la forme (excentricité) du col de tuyère.
Cette modification permet d'orienter la poussée et donc de piloter le propulseur.
Les vérins permettent en outre de modifier la section du col de tuyère pour adapter le taux d'expansion de la tuyère pendant le fonctionnement du propulseur.
En ce qui concerne la nature chimique des ergols, l'ergol solide peut être à
base d'un polymère ou d'une cire de paraffine, el l'ergol liquide peut être de l'oxygène liquide cryogénique (LOX), du peroxyde d'hydrogène (H202) ou du protoxyde d'azote (N20).
L'invention a également pour objet un véhicule spatial, de type lanceur, comportant un propulseur hybride tel qu'il a été présenté.
Les concepts fondamentaux de l'invention venant d'être exposés ci-dessus dans leur forme la plus élémentaire, d'autres détails et caractéristiques ressortiront plus clairement à la lecture de la description qui suit et en regard des dessins annexés, donnant à titre d'exemple non limitatif un mode de réalisation d'un propulseur hybride conforme aux principes de l'invention.
6 BREVE DESCRIPTION DES FIGURES
Les différentes figures et les éléments d'une même figure ne sont pas nécessairement représentés à la même échelle. Sur l'ensemble des figures, les éléments identiques ou équivalents portent la même référence numérique.
H est ainsi illustré en:
- Figure la : une vue schématique d'un propulseur hybride de l'art antérieur ;
- Figure lb: le propulseur de la figure la équipé d'une turbopompe d'admission de l'ergol liquide ;
- Figure 2: une vue schématique de la chambre de combustion du propulseur hybride de l'art antérieur en fonctionnement ;
- Figure 3: une vue en coupe schématique d'un propulseur hybride selon un mode de réalisation de l'invention ;
- Figure 4: une vue partielle en coupe et en perspective d'un propulseur selon l'invention, faisant apparaitre l'agencement du corps extérieur, de l'ergol solide, du réservoir d'ergol liquide et des injecteurs ;
- Figure 4a : un détail de la figure 4 représentant une injection radiale ;
- Figure 5: un exemple de forme d'un bloc d'ergol solide pouvant être utilisé
dans un propulseur selon l'invention ;
- Figure 6a: une section transversale d'un propulseur selon un mode de réalisation ;
- Figure 6b: une section transversale d'un propulseur selon un autre mode de réalisation, avec le bloc d'ergol solide de la figure 5;
- Figure 7: une vue partielle éclatée d'un propulseur selon un mode de réalisation ;
- Figure 8: une section transversale d'un propulseur selon un autre mode de réalisation, dans lequel le réservoir d'ergol liquide est entouré d'un bloc d'ergol solide secondaire ;
- Figure 9: un détail en section longitudinale d'un propulseur selon le mode de réalisation de la figure 8;
Les différentes figures et les éléments d'une même figure ne sont pas nécessairement représentés à la même échelle. Sur l'ensemble des figures, les éléments identiques ou équivalents portent la même référence numérique.
H est ainsi illustré en:
- Figure la : une vue schématique d'un propulseur hybride de l'art antérieur ;
- Figure lb: le propulseur de la figure la équipé d'une turbopompe d'admission de l'ergol liquide ;
- Figure 2: une vue schématique de la chambre de combustion du propulseur hybride de l'art antérieur en fonctionnement ;
- Figure 3: une vue en coupe schématique d'un propulseur hybride selon un mode de réalisation de l'invention ;
- Figure 4: une vue partielle en coupe et en perspective d'un propulseur selon l'invention, faisant apparaitre l'agencement du corps extérieur, de l'ergol solide, du réservoir d'ergol liquide et des injecteurs ;
- Figure 4a : un détail de la figure 4 représentant une injection radiale ;
- Figure 5: un exemple de forme d'un bloc d'ergol solide pouvant être utilisé
dans un propulseur selon l'invention ;
- Figure 6a: une section transversale d'un propulseur selon un mode de réalisation ;
- Figure 6b: une section transversale d'un propulseur selon un autre mode de réalisation, avec le bloc d'ergol solide de la figure 5;
- Figure 7: une vue partielle éclatée d'un propulseur selon un mode de réalisation ;
- Figure 8: une section transversale d'un propulseur selon un autre mode de réalisation, dans lequel le réservoir d'ergol liquide est entouré d'un bloc d'ergol solide secondaire ;
- Figure 9: un détail en section longitudinale d'un propulseur selon le mode de réalisation de la figure 8;
7 - Figure 10: une vue partielle en section longitudinale d'un propulseur selon un mode de réalisation, montrant les liaisons entre le corps extérieur, le réservoir d'ergol liquide et la tuyère ;
- Figure 11 : une vue éclatée du réservoir d'ergol liquide et du corps central de la tuyère d'un propulseur selon un mode de réalisation, avec une paroi déformable surmontant ledit corps central ;
- Figure 12: une vue schématique d'un propulseur hybride selon un mode de réalisation dans lequel le réservoir d'ergol liquide est à l'extérieur du corps extérieur ;
- Figure 13: une vue en coupe schématique d'un propulseur hybride selon un autre mode de réalisation de l'invention.
DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE MODES DE RÉALISATION
Dans le mode de réalisation décrit ci-après, on fait référence à un système 15 propulsif hybride destiné principalement aux véhicules et engins spatiaux. Cet exemple non limitatif est donné pour une meilleure compréhension de l'invention et n'exclut pas l'utilisation du système propulsif dans des missiles tactiques, des drones aériens militaires ou tout autre véhicule adapté.
Dans la suite de la description le terme propulseur désigne par 20 extension un propulseur spatial, également appelé propulseur fusée ou moteur fusée, et plus exactement un système de propulsion spatiale, et l'expression propulseur hybride)> désigne un système de propulsion spatiale hybride à ergol solide et ergol liquide.
Il est important de rappeler que les propulseurs hybrides de l'art antérieur, 25 en référence aux figures la, lb et 2, comportent de façon simplifiée un réservoir d'ergol liquide LP pressurisé par un système de pressurisation PS et une chambre de combustion CC stockant un ergol solide SP, dont la surface interne délimite un volume de combustion, et se terminant par une tuyère d'éjection des gaz de combustion faisant naitre la poussée nécessaire à la propulsion. L'ergol liquide est 30 poussé dans la chambre de combustion en passant par une vanne de contrôle du débit et un injecteur qui pulvérise l'ergol liquide en spray tel que schématisé sur la figure 2. Lorsque la pression dans le réservoir d'ergol liquide ne dépasse pas la pression régnant dans la chambre de combustion, une turbopompe peut être
- Figure 11 : une vue éclatée du réservoir d'ergol liquide et du corps central de la tuyère d'un propulseur selon un mode de réalisation, avec une paroi déformable surmontant ledit corps central ;
- Figure 12: une vue schématique d'un propulseur hybride selon un mode de réalisation dans lequel le réservoir d'ergol liquide est à l'extérieur du corps extérieur ;
- Figure 13: une vue en coupe schématique d'un propulseur hybride selon un autre mode de réalisation de l'invention.
DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE MODES DE RÉALISATION
Dans le mode de réalisation décrit ci-après, on fait référence à un système 15 propulsif hybride destiné principalement aux véhicules et engins spatiaux. Cet exemple non limitatif est donné pour une meilleure compréhension de l'invention et n'exclut pas l'utilisation du système propulsif dans des missiles tactiques, des drones aériens militaires ou tout autre véhicule adapté.
Dans la suite de la description le terme propulseur désigne par 20 extension un propulseur spatial, également appelé propulseur fusée ou moteur fusée, et plus exactement un système de propulsion spatiale, et l'expression propulseur hybride)> désigne un système de propulsion spatiale hybride à ergol solide et ergol liquide.
Il est important de rappeler que les propulseurs hybrides de l'art antérieur, 25 en référence aux figures la, lb et 2, comportent de façon simplifiée un réservoir d'ergol liquide LP pressurisé par un système de pressurisation PS et une chambre de combustion CC stockant un ergol solide SP, dont la surface interne délimite un volume de combustion, et se terminant par une tuyère d'éjection des gaz de combustion faisant naitre la poussée nécessaire à la propulsion. L'ergol liquide est 30 poussé dans la chambre de combustion en passant par une vanne de contrôle du débit et un injecteur qui pulvérise l'ergol liquide en spray tel que schématisé sur la figure 2. Lorsque la pression dans le réservoir d'ergol liquide ne dépasse pas la pression régnant dans la chambre de combustion, une turbopompe peut être
8 utilisée pour davantage de pression comme représenté sur la figure lb. Dans la chambre de combustion en fonctionnement schématisée en figure 2, les gouttelettes d'ergol liquide injecté produisent, en réponse à la température locale, des espèces chimiques gazeuses LP*. De même, l'ergol solide produit des espèces chimiques gazeuses SP*. Ces espèces chimiques gazeuses se mélangent ensuite dans la chambre de combustion et régissent de façon très exothermique pour produire de nouvelles espèces chimiques jusqu'à épuisement d'un des ergols. Cette combustion peut être amorcée par une source de chaleur externe telle qu'un allumeur pyrotechnique, un arc électrique, un laser, etc., ou par décomposition exothermique spontanée de l'ergol liquide sous l'effet d'un catalyseur.
La figure 3 représente un propulseur hybride 100 selon l'invention, comprenant principalement un corps extérieur 10, destiné à recevoir un ergol solide 20 qui définit une chambre de combustion 15, un réservoir central 30 pressurisé destiné à recevoir un ergol liquide 40, ledit réservoir étant placé
à
l'intérieur du corps extérieur et s'étendant suivant un axe longitudinal X de celui-ci, et une tuyère 50 de sortie des gaz de combustion, montée articulée sur le corps extérieur 10 au moyen de vérins 60.
Le corps extérieur 10, selon le mode de réalisation illustré, présente une forme de cavité globalement cylindrique à base circulaire, et plus précisément comporte une paroi latérale 11 cylindrique et une paroi d'extrémité supérieure légèrement galbée, de forme lenticulaire pour une meilleure résistance mécanique face aux pressions dans la chambre de combustion. De plus et pour des raisons évidentes de performances aérodynamiques et d'encombrement, le corps extérieur 10 présente une forme allongée suivant l'axe longitudinal X, réduisant ainsi la tramée (en vol atmosphérique) tout en permettant le stockage d'une quantité importante d'ergol solide 20.
L'ergol solide 20, selon le mode de réalisation illustré, se présente sous forme d'un bloc, qui peut être d'un seul tenant (monobloc) ou obtenu par la superposition de plusieurs blocs, ayant une forme et des dimensions adaptées pour être stocké dans le corps extérieur 10. En effet, le bloc d'ergol solide 20 est de forme creuse et comporte une surface externe dont la forme épouse celle du corps extérieur 10 et une surface interne 21 de forme quelconque, comme
La figure 3 représente un propulseur hybride 100 selon l'invention, comprenant principalement un corps extérieur 10, destiné à recevoir un ergol solide 20 qui définit une chambre de combustion 15, un réservoir central 30 pressurisé destiné à recevoir un ergol liquide 40, ledit réservoir étant placé
à
l'intérieur du corps extérieur et s'étendant suivant un axe longitudinal X de celui-ci, et une tuyère 50 de sortie des gaz de combustion, montée articulée sur le corps extérieur 10 au moyen de vérins 60.
Le corps extérieur 10, selon le mode de réalisation illustré, présente une forme de cavité globalement cylindrique à base circulaire, et plus précisément comporte une paroi latérale 11 cylindrique et une paroi d'extrémité supérieure légèrement galbée, de forme lenticulaire pour une meilleure résistance mécanique face aux pressions dans la chambre de combustion. De plus et pour des raisons évidentes de performances aérodynamiques et d'encombrement, le corps extérieur 10 présente une forme allongée suivant l'axe longitudinal X, réduisant ainsi la tramée (en vol atmosphérique) tout en permettant le stockage d'une quantité importante d'ergol solide 20.
L'ergol solide 20, selon le mode de réalisation illustré, se présente sous forme d'un bloc, qui peut être d'un seul tenant (monobloc) ou obtenu par la superposition de plusieurs blocs, ayant une forme et des dimensions adaptées pour être stocké dans le corps extérieur 10. En effet, le bloc d'ergol solide 20 est de forme creuse et comporte une surface externe dont la forme épouse celle du corps extérieur 10 et une surface interne 21 de forme quelconque, comme
9 souligné plus loin, à condition de permettre l'agencement des autres éléments du propulseur 100, notamment du réservoir central 30 dont l'agencement axial est primordial dans le cadre de la présente invention.
La surface interne 21 du bloc d'ergol solide 20 permet en outre de délimiter la chambre de combustion 15 dont le volume augmente au fur et à mesure de la consommation dudit bloc lors de la combustion.
L'ergol solide 20 peut être à base d'un matériau polymérisé ou d'un matériau thermoplastique tel qu'une cire de paraffine à combustion rapide. Par exemple, l'ergol solide 20 est du polybutadiène hydroxytéléchélique (PBHT), un dérivé du PBHT, ou du polyoxyméthylène (POM).
L'ergol solide 20 peut également inclure des additifs métalliques tels que l'aluminium, le magnésium, le lithium ou le béryllium qui permettent d'augmenter l'impulsion spécifique du propulseur, autrement dit la vitesse des gaz éjectés.
Le réservoir central 30, selon le mode de réalisation illustré, est agencé de façon coaxiale à l'intérieur du corps extérieur 10, présente une forme tubulaire cylindrique à base circulaire, ouverte à son extrémité supérieure et fermée par un fond hémisphérique, et comporte une pluralité d'injecteurs 31 répartis le long et autour dudit réservoir, un dispositif de contrôle du débit d'ergol liquide 32, un réseau de canalisations 33 alimentant les injecteurs 31, des protections thermiques 34 et des liaisons élastiques 35 par lesquelles le réservoir central est fixé au corps extérieur 10_ Le réservoir central 30 est destiné à contenir l'ergol liquide 40, ou selon un mode de réalisation alternatif un ergol gazeux, et nécessite donc d'être pressurisé.
A cet effet, le réservoir central 30 est pourvu d'un système de pressurisation adapté, à hélium liquide par exemple ou utilisant l'ergol liquide comme indiqué
plus loin, comprenant par exemple un dispositif de contrôle de la pressurisation 36, de type vanne, ainsi qu'un canal de pressurisation 37 schématisés sur la figure 3.
En ce qui concerne la nature chimique de l'ergol liquide 40, celui-ci peut être de l'oxygène liquide (LOX) cryogénique, du peroxyde d'hydrogène (H202), du protoxyde d'azote (N20), ou tout autre ergol liquide adapté.
Les injecteurs 31, selon le mode de réalisation illustré, sont distribués radialement le long et autour du réservoir central 30, plus précisément sur une surface externe dudit réservoir, de sorte à permettre une injection la plus efficace possible, dans le volume de combustion, atteignant la quasi-totalité de la surface de combustion du bloc d'ergol solide 20 (qui est également sa surface interne 21).
A cet effet, les injecteurs 31 sont disposés en rangées longitudinales, sur une 5 majeure partie de la longueur du réservoir central 30, et suivant des sections transversales dudit réservoir, de préférences équidistantes. Les injecteurs 31 peuvent également être inclinés par rapport aux plans transversaux du réservoir central 30.
Il est important de noter que l'emplacement des injecteurs 31 dépend de la
La surface interne 21 du bloc d'ergol solide 20 permet en outre de délimiter la chambre de combustion 15 dont le volume augmente au fur et à mesure de la consommation dudit bloc lors de la combustion.
L'ergol solide 20 peut être à base d'un matériau polymérisé ou d'un matériau thermoplastique tel qu'une cire de paraffine à combustion rapide. Par exemple, l'ergol solide 20 est du polybutadiène hydroxytéléchélique (PBHT), un dérivé du PBHT, ou du polyoxyméthylène (POM).
L'ergol solide 20 peut également inclure des additifs métalliques tels que l'aluminium, le magnésium, le lithium ou le béryllium qui permettent d'augmenter l'impulsion spécifique du propulseur, autrement dit la vitesse des gaz éjectés.
Le réservoir central 30, selon le mode de réalisation illustré, est agencé de façon coaxiale à l'intérieur du corps extérieur 10, présente une forme tubulaire cylindrique à base circulaire, ouverte à son extrémité supérieure et fermée par un fond hémisphérique, et comporte une pluralité d'injecteurs 31 répartis le long et autour dudit réservoir, un dispositif de contrôle du débit d'ergol liquide 32, un réseau de canalisations 33 alimentant les injecteurs 31, des protections thermiques 34 et des liaisons élastiques 35 par lesquelles le réservoir central est fixé au corps extérieur 10_ Le réservoir central 30 est destiné à contenir l'ergol liquide 40, ou selon un mode de réalisation alternatif un ergol gazeux, et nécessite donc d'être pressurisé.
A cet effet, le réservoir central 30 est pourvu d'un système de pressurisation adapté, à hélium liquide par exemple ou utilisant l'ergol liquide comme indiqué
plus loin, comprenant par exemple un dispositif de contrôle de la pressurisation 36, de type vanne, ainsi qu'un canal de pressurisation 37 schématisés sur la figure 3.
En ce qui concerne la nature chimique de l'ergol liquide 40, celui-ci peut être de l'oxygène liquide (LOX) cryogénique, du peroxyde d'hydrogène (H202), du protoxyde d'azote (N20), ou tout autre ergol liquide adapté.
Les injecteurs 31, selon le mode de réalisation illustré, sont distribués radialement le long et autour du réservoir central 30, plus précisément sur une surface externe dudit réservoir, de sorte à permettre une injection la plus efficace possible, dans le volume de combustion, atteignant la quasi-totalité de la surface de combustion du bloc d'ergol solide 20 (qui est également sa surface interne 21).
A cet effet, les injecteurs 31 sont disposés en rangées longitudinales, sur une 5 majeure partie de la longueur du réservoir central 30, et suivant des sections transversales dudit réservoir, de préférences équidistantes. Les injecteurs 31 peuvent également être inclinés par rapport aux plans transversaux du réservoir central 30.
Il est important de noter que l'emplacement des injecteurs 31 dépend de la
10 forme de la section droite du réservoir central 30, circulaire ou polygonale, de la forme de la surface interne du bloc d'ergol solide 20 et des paramètres intrinsèques desdits injecteurs.
En effet, les injecteurs 31, de préférence identiques, sont caractérisés par le jet liquide pulvérisé 311 (ou spray) qui occupe une portion de l'espace délimitée par un cône non nécessairement circulaire, cette dernière sera désignée par angle solide d'injection . Ainsi, la prise en compte de cet angle solide d'injection permet de déterminer la disposition optimale des injecteurs 31 pour une configuration donnée en termes de formes du réservoir central 30, de la surface interne 21 du bloc d'ergol solide 20 et du nombre d'injecteurs qui seront intégrés, de sorte à obtenir une injection uniforme sur une majeure partie du bloc d'ergol solide 20.
La figure 4 représente l'agencement du corps extérieur 10, du bloc d'ergol solide 20, ici à surface interne 21 circulaire, du réservoir central 30 et des injecteurs 31. Le détail de la figure 4a illustre l'injection radiale obtenue par chaque injecteur, les injecteurs étant alimentés par les canalisations 33.
Des exemples d'agencements périphériques possibles des injecteurs 31 sont donnés en figures 6a et 6b, avec respectivement un agencement en carré
dans le cas d'un bloc d'ergol solide 20 annulaire et un agencement polygonal régulier, ici en pentagone, dans le cas d'un bloc d'ergol solide en étoile, ici à cinq branches.
Cela n'est pas sans rappeler que les formes variées de la surface interne 21 du bloc d'ergol solide 20 permettent d'augmenter la surface de combustion pour un même volume d'ergol solide, cette surface de combustion favorisant le
En effet, les injecteurs 31, de préférence identiques, sont caractérisés par le jet liquide pulvérisé 311 (ou spray) qui occupe une portion de l'espace délimitée par un cône non nécessairement circulaire, cette dernière sera désignée par angle solide d'injection . Ainsi, la prise en compte de cet angle solide d'injection permet de déterminer la disposition optimale des injecteurs 31 pour une configuration donnée en termes de formes du réservoir central 30, de la surface interne 21 du bloc d'ergol solide 20 et du nombre d'injecteurs qui seront intégrés, de sorte à obtenir une injection uniforme sur une majeure partie du bloc d'ergol solide 20.
La figure 4 représente l'agencement du corps extérieur 10, du bloc d'ergol solide 20, ici à surface interne 21 circulaire, du réservoir central 30 et des injecteurs 31. Le détail de la figure 4a illustre l'injection radiale obtenue par chaque injecteur, les injecteurs étant alimentés par les canalisations 33.
Des exemples d'agencements périphériques possibles des injecteurs 31 sont donnés en figures 6a et 6b, avec respectivement un agencement en carré
dans le cas d'un bloc d'ergol solide 20 annulaire et un agencement polygonal régulier, ici en pentagone, dans le cas d'un bloc d'ergol solide en étoile, ici à cinq branches.
Cela n'est pas sans rappeler que les formes variées de la surface interne 21 du bloc d'ergol solide 20 permettent d'augmenter la surface de combustion pour un même volume d'ergol solide, cette surface de combustion favorisant le
11 transfert thermique et améliorant la qualité de la combustion. Ainsi, la combinaison d'une surface interne d'ergol solide élargie et de la distribution des injecteurs permet d'augmenter nettement l'efficacité de la combustion par rapport aux solutions de l'art antérieur, tout en assurant une distribution homogène de l'ergol liquide dans les différentes cavités du bloc d'ergol solide (ce qui n'est pas le cas dans les solutions antérieures ayant des blocs multicanaux et un injecteur amont).
La figure 5 représente un bloc d'ergol solide 20 ayant une surface interne 21 en étoile telle que celle de la figure 6b. L'intégration de ce bloc dans le propulseur est schématisée par la vue éclatée de la figure 7 qui rend également compte de la symétrie de révolution global du propulseur selon le mode de réalisation décrit.
Les injecteurs 31 permettent alors d'injecter de l'ergol liquide 40 dans la chambre de combustion 15 contenant l'ergol solide 20, le mélange des deux ergols produisant une combustion très exothermique qui fournit l'énergie nécessaire à la propulsion d'un engin spatial équipé du propulseur 100. La combustion est entretenue tant qu'aucun ergol, solide 20 ou liquide 40, n'est totalement consommé. De plus, l'allumage, la modulation de poussée et l'extinction du propulseur 100 restent maitrisables par la quantité d'ergol liquide injecté dans la chambre de combustion à condition qu'il ait encore de l'ergol solide dans ladite chambre.
L'ergol liquide injecté provient du réservoir central 30 en passant par le dispositif de contrôle de débit 32, qui est par exemple une vanne placée sous ledit réservoir, et par les canalisations d'alimentation 33 qui permettent d'acheminer l'ergol liquide sous pression vers les injecteurs 31. Les canalisations 33 sont par exemple à paroi mince, de préférence en alliage de cuivre, tapissant les parois du réservoir central 30 pour ainsi constituer un système de refroidissement convectif, grâce à la circulation de l'ergol liquide (qui peut être cryogénique), pour ledit réservoir soumis aux températures extrêmes de la chambre de combustion 15.
Une protection thermique supplémentaire est apportée par les protections thermiques 34 qui viennent recouvrir une majeure partie de la surface externe du réservoir central 30, ladite surface baignant dans la chambre de combustion 15 en étant au contact direct avec les gaz de combustion. Les protections thermiques
La figure 5 représente un bloc d'ergol solide 20 ayant une surface interne 21 en étoile telle que celle de la figure 6b. L'intégration de ce bloc dans le propulseur est schématisée par la vue éclatée de la figure 7 qui rend également compte de la symétrie de révolution global du propulseur selon le mode de réalisation décrit.
Les injecteurs 31 permettent alors d'injecter de l'ergol liquide 40 dans la chambre de combustion 15 contenant l'ergol solide 20, le mélange des deux ergols produisant une combustion très exothermique qui fournit l'énergie nécessaire à la propulsion d'un engin spatial équipé du propulseur 100. La combustion est entretenue tant qu'aucun ergol, solide 20 ou liquide 40, n'est totalement consommé. De plus, l'allumage, la modulation de poussée et l'extinction du propulseur 100 restent maitrisables par la quantité d'ergol liquide injecté dans la chambre de combustion à condition qu'il ait encore de l'ergol solide dans ladite chambre.
L'ergol liquide injecté provient du réservoir central 30 en passant par le dispositif de contrôle de débit 32, qui est par exemple une vanne placée sous ledit réservoir, et par les canalisations d'alimentation 33 qui permettent d'acheminer l'ergol liquide sous pression vers les injecteurs 31. Les canalisations 33 sont par exemple à paroi mince, de préférence en alliage de cuivre, tapissant les parois du réservoir central 30 pour ainsi constituer un système de refroidissement convectif, grâce à la circulation de l'ergol liquide (qui peut être cryogénique), pour ledit réservoir soumis aux températures extrêmes de la chambre de combustion 15.
Une protection thermique supplémentaire est apportée par les protections thermiques 34 qui viennent recouvrir une majeure partie de la surface externe du réservoir central 30, ladite surface baignant dans la chambre de combustion 15 en étant au contact direct avec les gaz de combustion. Les protections thermiques
12 consistent par exemple en un revêtement spécifique, des tuiles en matériau résistant à la chaleur, ou une couche d'ergol solide.
Selon un mode de réalisation alternatif non représenté, l'alimentation des injecteurs est réalisée par une double paroi du réservoir d'ergol liquide.
5 La disposition coaxiale du réservoir central 30 à l'intérieur du bloc d'ergol solide 20 permet avantageusement aux multiples injecteurs 31 d'être en vis-à-vis et à proximité dudit bloc de sorte que les sprays 311 d'ergol liquide atteignent efficacement la surface de combustion de l'ergol solide, et ce jusqu'à
épuisement de l'ergol solide. De plus, cette disposition favorise la formation de turbulences locales entretenues le long de la chambre de combustion pour un mélange amélioré des gaz. Le mélange des gaz obtenu est tel que l'énergie produite par la combustion tend à s'approcher d'un maximum théorique (obtenu lors d'une réaction totale des réactifs). Ces gaz de combustion sont ensuite éjectés par la tuyère 50 située au bout du réservoir central 30 et du corps extérieur 10.
15 La tuyère 50, selon le mode de réalisation illustré en figure 3, est de type en pointe longue, communément appelée aerospike, connue pour ses performances, notamment son efficacité dans une large gamme d'altitudes et sa faible consommation de carburant à basse altitude, et comporte un corps central 51 entouré d'un corps annulaire 52.
20 Le corps central 51 de cette tuyère aerospike 50 peut être rapporté en prolongement du réservoir central 30 par le biais d'un organe de jonction par exemple, ou de préférence, fabriqué d'un seul tenant avec un corps central contenant également ledit réservoir.
Le corps central 51 de la tuyère aerospike 50 présente une forme conique, 25 parfois légèrement en hyperboloïde de révolution tronqué, définissant une rampe qui canalise le jet de gaz et qui, par conséquent, doit être refroidie en fonctionnement. A cet effet, le corps central 51 est doté d'un système de refroidissement 511 alimenté par un liquide de refroidissement 512 stocké dans une cavité délimitée par ledit corps central.
30 Le liquide de refroidissement 512, qui peut être de même nature que l'ergol liquide 40 ou une autre substance chimique, peut également servir, après vaporisation, à alimenter le système de pressurisation 36 et 37 du réservoir central 30.
Selon un mode de réalisation alternatif non représenté, l'alimentation des injecteurs est réalisée par une double paroi du réservoir d'ergol liquide.
5 La disposition coaxiale du réservoir central 30 à l'intérieur du bloc d'ergol solide 20 permet avantageusement aux multiples injecteurs 31 d'être en vis-à-vis et à proximité dudit bloc de sorte que les sprays 311 d'ergol liquide atteignent efficacement la surface de combustion de l'ergol solide, et ce jusqu'à
épuisement de l'ergol solide. De plus, cette disposition favorise la formation de turbulences locales entretenues le long de la chambre de combustion pour un mélange amélioré des gaz. Le mélange des gaz obtenu est tel que l'énergie produite par la combustion tend à s'approcher d'un maximum théorique (obtenu lors d'une réaction totale des réactifs). Ces gaz de combustion sont ensuite éjectés par la tuyère 50 située au bout du réservoir central 30 et du corps extérieur 10.
15 La tuyère 50, selon le mode de réalisation illustré en figure 3, est de type en pointe longue, communément appelée aerospike, connue pour ses performances, notamment son efficacité dans une large gamme d'altitudes et sa faible consommation de carburant à basse altitude, et comporte un corps central 51 entouré d'un corps annulaire 52.
20 Le corps central 51 de cette tuyère aerospike 50 peut être rapporté en prolongement du réservoir central 30 par le biais d'un organe de jonction par exemple, ou de préférence, fabriqué d'un seul tenant avec un corps central contenant également ledit réservoir.
Le corps central 51 de la tuyère aerospike 50 présente une forme conique, 25 parfois légèrement en hyperboloïde de révolution tronqué, définissant une rampe qui canalise le jet de gaz et qui, par conséquent, doit être refroidie en fonctionnement. A cet effet, le corps central 51 est doté d'un système de refroidissement 511 alimenté par un liquide de refroidissement 512 stocké dans une cavité délimitée par ledit corps central.
30 Le liquide de refroidissement 512, qui peut être de même nature que l'ergol liquide 40 ou une autre substance chimique, peut également servir, après vaporisation, à alimenter le système de pressurisation 36 et 37 du réservoir central 30.
13 Selon un mode de réalisation alternatif non représenté, le corps central de la tuyère aerospike constitue le fond du réservoir d'ergol liquide de sorte que l'ergol liquide serve de fluide caloporteur pour refroidir ledit corps. Ainsi, une partie du fluide alimente les injecteurs pour être injectée dans la chambre de combustion et l'autre partie, vaporisée, est utilisée par le système de pressurisation.
Le corps annulaire 52 de la tuyère aerospike 50 est quant à lui situé au niveau de l'extrémité inférieure du corps extérieur 10 du propulseur et présente ainsi une forme adaptée en continuité dudit corps extérieur. Le corps annulaire 52 définit également des rampes d'éjection des gaz et nécessite, par là-même, d'être refroidi en fonctionnement. Cela est réalisé, comme dans le cas du corps central 51, via un système de refroidissement 521 alimenté par un liquide de refroidissement 522 stocké dans des cavités internes du corps annulaire 52.
En outre, le corps annulaire 52 de la tuyère peut être rapporté sur le corps extérieur 10 du propulseur par des moyens de jonction adaptés, ou de préférence fabriqué d'un seul tenant avec ledit corps extérieur pour un meilleur aérodynamisme et plus de tenue mécanique.
Dans le propulseur 100, selon le mode de réalisation illustré, la tuyère aerospike 50 présente une mobilité relative par rapport au corps extérieur 10, par son corps central 51 qui est supporté radialement par au moins un vérin 60 lui permettant de dévier sensiblement par rapport à l'axe longitudinal X du propulseur Le corps central 51 peut être relié au corps extérieur 10 par plusieurs vérins 60 répartis uniformément autour dudit corps central.
Par exemple, le corps central 51 de la tuyère est relié au corps extérieur 10 par quatre vérins 60 agencés symétriquement de sorte à pouvoir pointer dans différentes directions sensiblement inclinées par rapport à l'axe longitudinal X.
Les vérins 60 sont par exemple des vérins double effet pneumatiques alimentés par le surplus du gaz de pressurisation, lui-même issu des vaporisations des liquides de refroidissement de la tuyère 50.
Le corps central 51 de la tuyère étant solidaire du réservoir central 30, ce dernier doit avoir un certain degré de mobilité par rapport au corps extérieur 10 du propulseur pour suivre les mouvements dudit corps central. De ce fait, le réservoir central 30 est fixé au corps extérieur 10 au moyen des liaisons élastiques 35 qui fonctionnent en accordéon pour permettre les déformations élastiques du réservoir
Le corps annulaire 52 de la tuyère aerospike 50 est quant à lui situé au niveau de l'extrémité inférieure du corps extérieur 10 du propulseur et présente ainsi une forme adaptée en continuité dudit corps extérieur. Le corps annulaire 52 définit également des rampes d'éjection des gaz et nécessite, par là-même, d'être refroidi en fonctionnement. Cela est réalisé, comme dans le cas du corps central 51, via un système de refroidissement 521 alimenté par un liquide de refroidissement 522 stocké dans des cavités internes du corps annulaire 52.
En outre, le corps annulaire 52 de la tuyère peut être rapporté sur le corps extérieur 10 du propulseur par des moyens de jonction adaptés, ou de préférence fabriqué d'un seul tenant avec ledit corps extérieur pour un meilleur aérodynamisme et plus de tenue mécanique.
Dans le propulseur 100, selon le mode de réalisation illustré, la tuyère aerospike 50 présente une mobilité relative par rapport au corps extérieur 10, par son corps central 51 qui est supporté radialement par au moins un vérin 60 lui permettant de dévier sensiblement par rapport à l'axe longitudinal X du propulseur Le corps central 51 peut être relié au corps extérieur 10 par plusieurs vérins 60 répartis uniformément autour dudit corps central.
Par exemple, le corps central 51 de la tuyère est relié au corps extérieur 10 par quatre vérins 60 agencés symétriquement de sorte à pouvoir pointer dans différentes directions sensiblement inclinées par rapport à l'axe longitudinal X.
Les vérins 60 sont par exemple des vérins double effet pneumatiques alimentés par le surplus du gaz de pressurisation, lui-même issu des vaporisations des liquides de refroidissement de la tuyère 50.
Le corps central 51 de la tuyère étant solidaire du réservoir central 30, ce dernier doit avoir un certain degré de mobilité par rapport au corps extérieur 10 du propulseur pour suivre les mouvements dudit corps central. De ce fait, le réservoir central 30 est fixé au corps extérieur 10 au moyen des liaisons élastiques 35 qui fonctionnent en accordéon pour permettre les déformations élastiques du réservoir
14 central 30 en réponse aux mouvements du corps central 51 de la tuyère aerospike 50.
Les mouvements du corps central 51 de la tuyère permettent de modifier l'excentricité et la section du col de la tuyère de sorte à orienter la poussée 5 pendant le fonctionnement du propulseur 100.
Préférablement et selon le mode de réalisation de la figure 10, le réservoir central 30 est fixe par rapport au corps extérieur 10 en étant centré et maintenu au niveau de sa partie inférieure par des bielles 61 réglables en longueur disposées radialement entre ledit réservoir et ledit corps extérieur ; et le corps central 51 de 10 la tuyère aerospike 50 est relié au réservoir central 30 par une liaison rotule, ou de préférence, une liaison glissière combinée à une liaison rotule 62, ainsi que par des actionneurs 63 tels que des vérins.
Les bielles 61 permettent de régler le centrage du réservoir central 30 lors de l'assemblage final du propulseur, pour rattraper un décentrage résiduel après
Les mouvements du corps central 51 de la tuyère permettent de modifier l'excentricité et la section du col de la tuyère de sorte à orienter la poussée 5 pendant le fonctionnement du propulseur 100.
Préférablement et selon le mode de réalisation de la figure 10, le réservoir central 30 est fixe par rapport au corps extérieur 10 en étant centré et maintenu au niveau de sa partie inférieure par des bielles 61 réglables en longueur disposées radialement entre ledit réservoir et ledit corps extérieur ; et le corps central 51 de 10 la tuyère aerospike 50 est relié au réservoir central 30 par une liaison rotule, ou de préférence, une liaison glissière combinée à une liaison rotule 62, ainsi que par des actionneurs 63 tels que des vérins.
Les bielles 61 permettent de régler le centrage du réservoir central 30 lors de l'assemblage final du propulseur, pour rattraper un décentrage résiduel après
15 fabrication ou assemblage initial.
Une liaison rotule seule entre le corps central 51 de tuyère et le réservoir central 30 permet de modifier l'orientation dudit corps. En revanche, une double liaison glissière ¨ rotule permet, outre l'inclinaison du corps central 51, de régler la section du col de la tuyère aerospike 50.
20 En outre, la jonction entre le corps central 51 et le réservoir central 30 peut être réalisée par deux pièces métalliques annulaires écartées 65 longitudinalement l'une de l'autre pour permettre leur mouvement relatif en réponse au mouvement du corps central de tuyère. Alternativement et en référence à la figure 11, cette jonction peut être réalisée au moyen d'une paroi 25 souple 513 qui se déforme en accordéon sous l'effet des mouvements du corps central 51 de la tuyère aerospike 50.
Selon le mode de réalisation des figures 8 et 9, le propulseur hybride comporte en outre un bloc d'ergol solide secondaire 25 disposé en couche autour du réservoir central 30. Des ouvertures recevant les injecteurs 31 sont ménagées 30 dans le bloc 25. Ce bloc supplémentaire permet de produire davantage d'espèces chimiques gazeuses sous l'effet de la température de la chambre de combustion, améliorant encore plus le mélange des ergols.
Compte tenu de l'invention, il apparait clairement que des modifications mineures peuvent être appliquées au propulseur hybride, et plus particulièrement à la géométrie et à l'agencement du réservoir d'ergol liquide et des injecteurs, sans pour autant sortir du cadre de l'invention dont l'objet principal est revendiqué
5 ci-après.
Par exemple, la figure 12 représente une architecture alternative selon l'invention dans laquelle le réservoir central 30 est placé à l'extérieur du corps extérieur 10, en étant relié à un système d'injection 70 pourvu d'une pluralité
d'injecteurs 71 et placé à l'intérieur dudit corps extérieur, le long du bloc d'ergol 10 solide 20.
La figure 13 représente un propulseur hybride 100' selon un autre mode de réalisation, dans lequel la chambre de combustion 15 présente une forme annulaire avec deux pains d'ergol solide 20a et 20b fixés respectivement sur une paroi interne et une paroi externe de ladite chambre. La paroi interne sur laquelle 15 est fixé le premier pain 20a d'ergol solide délimite le réservoir central 30 d'ergol liquide.
L'ergol liquide 40 est auto-pressurisé par ébullition, la chaleur nécessaire étant apportée par le fluide caloporteur 512 qui permet de refroidir les parois de la tuyère 50 selon un cycle thermodynamique fermé.
Selon ce mode de réalisation, le propulseur 100' comprend un dôme d'injection 13 permettant d'apporter de l'ergol liquide gazéifié 41 provenant de la partie supérieure du réservoir 30 dans la chambre de combustion 15.
Ainsi, une combustion en mélange riche (excès d'ergol solide et défaut d'ergol liquide) se produit dans la chambre de combustion 15 et permet de vaporiser l'ergol solide sans produire des gaz de combustion très chauds. Les gaz produits passent ensuite au travers d'un système d'injection inférieur 75 qui permet d'apporter l'ergol liquide gazéifié manquant pour rendre la combustion complète. Le mélange s'effectue dans une post-chambre de combustion 16 délimitée par les parois de la tuyère 50.
En outre, les pains cylindriques d'ergol solide 20a et 20b protègent thermiquement les parois de la chambre de combustion sur lesquelles ils sont fixés.
Une liaison rotule seule entre le corps central 51 de tuyère et le réservoir central 30 permet de modifier l'orientation dudit corps. En revanche, une double liaison glissière ¨ rotule permet, outre l'inclinaison du corps central 51, de régler la section du col de la tuyère aerospike 50.
20 En outre, la jonction entre le corps central 51 et le réservoir central 30 peut être réalisée par deux pièces métalliques annulaires écartées 65 longitudinalement l'une de l'autre pour permettre leur mouvement relatif en réponse au mouvement du corps central de tuyère. Alternativement et en référence à la figure 11, cette jonction peut être réalisée au moyen d'une paroi 25 souple 513 qui se déforme en accordéon sous l'effet des mouvements du corps central 51 de la tuyère aerospike 50.
Selon le mode de réalisation des figures 8 et 9, le propulseur hybride comporte en outre un bloc d'ergol solide secondaire 25 disposé en couche autour du réservoir central 30. Des ouvertures recevant les injecteurs 31 sont ménagées 30 dans le bloc 25. Ce bloc supplémentaire permet de produire davantage d'espèces chimiques gazeuses sous l'effet de la température de la chambre de combustion, améliorant encore plus le mélange des ergols.
Compte tenu de l'invention, il apparait clairement que des modifications mineures peuvent être appliquées au propulseur hybride, et plus particulièrement à la géométrie et à l'agencement du réservoir d'ergol liquide et des injecteurs, sans pour autant sortir du cadre de l'invention dont l'objet principal est revendiqué
5 ci-après.
Par exemple, la figure 12 représente une architecture alternative selon l'invention dans laquelle le réservoir central 30 est placé à l'extérieur du corps extérieur 10, en étant relié à un système d'injection 70 pourvu d'une pluralité
d'injecteurs 71 et placé à l'intérieur dudit corps extérieur, le long du bloc d'ergol 10 solide 20.
La figure 13 représente un propulseur hybride 100' selon un autre mode de réalisation, dans lequel la chambre de combustion 15 présente une forme annulaire avec deux pains d'ergol solide 20a et 20b fixés respectivement sur une paroi interne et une paroi externe de ladite chambre. La paroi interne sur laquelle 15 est fixé le premier pain 20a d'ergol solide délimite le réservoir central 30 d'ergol liquide.
L'ergol liquide 40 est auto-pressurisé par ébullition, la chaleur nécessaire étant apportée par le fluide caloporteur 512 qui permet de refroidir les parois de la tuyère 50 selon un cycle thermodynamique fermé.
Selon ce mode de réalisation, le propulseur 100' comprend un dôme d'injection 13 permettant d'apporter de l'ergol liquide gazéifié 41 provenant de la partie supérieure du réservoir 30 dans la chambre de combustion 15.
Ainsi, une combustion en mélange riche (excès d'ergol solide et défaut d'ergol liquide) se produit dans la chambre de combustion 15 et permet de vaporiser l'ergol solide sans produire des gaz de combustion très chauds. Les gaz produits passent ensuite au travers d'un système d'injection inférieur 75 qui permet d'apporter l'ergol liquide gazéifié manquant pour rendre la combustion complète. Le mélange s'effectue dans une post-chambre de combustion 16 délimitée par les parois de la tuyère 50.
En outre, les pains cylindriques d'ergol solide 20a et 20b protègent thermiquement les parois de la chambre de combustion sur lesquelles ils sont fixés.
16 Selon le mode de réalisation de la figure 13, la chambre de combustion 15 présente des cavités amont 151 et aval 152 sans ergol solide et comporte donc des protections thermiques 155 additionnelles.
Le propulseur hybride 100' comprend un échangeur thermique 80 permettant l'ébullition de l'ergol liquide 40 et donc son auto-pressurisation au sein du réservoir 30.
L'ergol liquide vaporisé 41 permet d'alimenter la combustion à la fois dans la chambre de combustion 15 et la post-chambre de combustion 16.
L'alimentation vers les injecteurs supérieurs 31a et inférieurs 31b est contrôlée par un régulateur de débit et une vanne double voie 38.
Le système d'injection inférieur 75 permet de faire transiter les gaz issus de la chambre de combustion 15 vers la post-chambre de combustion 16, de supporter une série d'injecteurs inférieurs 31b et de faire passer le fluide caloporteur de refroidissement 512 issu des parois extérieures vers l'échangeur thermique 80, celui-ci étant situé au centre du propulseur au-dessous du réservoir 30 d'ergol liquide.
La tuyère aerospike 50 est refroidie par la circulation du fluide caloporteur dans ses doubles parois 51 et 52 (systèmes de refroidissement). Le fluide caloporteur 512 transporte l'énergie thermique par chaleur sensible (échauffement) et éventuellement latente (vaporisation). Le fluide caloporteur est refroidi dans l'échangeur thermique et réinjecté dans sa zone de stockage. Une pompe 55 peut servir à forcer le fluide caloporteur à effectuer son cycle de refroidissement.
Ainsi, le double pain d'ergol solide permet de multiplier par deux la surface mouillée sans complexifier la géométrie (pas de canaux multiples). La disposition avec le réservoir d'oxydant à l'intérieur permet d'obtenir une compacité
élevée et un rapport longueur sur diamètre compatible avec une application d'étage de lanceur.
Les pains d'ergols solides permettent de fournir une protection thermique totale sur les deux parois (interne et externe). La combustion incomplète dans la chambre de combustion permet aussi de réduire les contraintes thermiques en fin de fonctionnement quand les pains d'ergol solide ne sont plus assez épais pour fournir une protection thermique suffisante.
Le propulseur hybride 100' comprend un échangeur thermique 80 permettant l'ébullition de l'ergol liquide 40 et donc son auto-pressurisation au sein du réservoir 30.
L'ergol liquide vaporisé 41 permet d'alimenter la combustion à la fois dans la chambre de combustion 15 et la post-chambre de combustion 16.
L'alimentation vers les injecteurs supérieurs 31a et inférieurs 31b est contrôlée par un régulateur de débit et une vanne double voie 38.
Le système d'injection inférieur 75 permet de faire transiter les gaz issus de la chambre de combustion 15 vers la post-chambre de combustion 16, de supporter une série d'injecteurs inférieurs 31b et de faire passer le fluide caloporteur de refroidissement 512 issu des parois extérieures vers l'échangeur thermique 80, celui-ci étant situé au centre du propulseur au-dessous du réservoir 30 d'ergol liquide.
La tuyère aerospike 50 est refroidie par la circulation du fluide caloporteur dans ses doubles parois 51 et 52 (systèmes de refroidissement). Le fluide caloporteur 512 transporte l'énergie thermique par chaleur sensible (échauffement) et éventuellement latente (vaporisation). Le fluide caloporteur est refroidi dans l'échangeur thermique et réinjecté dans sa zone de stockage. Une pompe 55 peut servir à forcer le fluide caloporteur à effectuer son cycle de refroidissement.
Ainsi, le double pain d'ergol solide permet de multiplier par deux la surface mouillée sans complexifier la géométrie (pas de canaux multiples). La disposition avec le réservoir d'oxydant à l'intérieur permet d'obtenir une compacité
élevée et un rapport longueur sur diamètre compatible avec une application d'étage de lanceur.
Les pains d'ergols solides permettent de fournir une protection thermique totale sur les deux parois (interne et externe). La combustion incomplète dans la chambre de combustion permet aussi de réduire les contraintes thermiques en fin de fonctionnement quand les pains d'ergol solide ne sont plus assez épais pour fournir une protection thermique suffisante.
17 La combustion incomplète offre également la possibilité d'obtenir un rapport de mélange souhaité voire optimal grâce à la seconde injection d'ergol liquide vaporisé dans la post-chambre de combustion. Cette architecture n'est pas affectée par le décalage en rapport de mélange dû à l'ouverture du canal de la chambre de combustion.
L'injection d'ergol liquide vaporisé évite les instabilités de combustion dues aux interactions liquides (gouttelettes) avec les gaz dans les chambres de combustion. Les injecteurs sont aussi moins complexes que s'ils devaient injecter un fluide à l'état liquide.
L'injection d'ergol liquide vaporisé évite les instabilités de combustion dues aux interactions liquides (gouttelettes) avec les gaz dans les chambres de combustion. Les injecteurs sont aussi moins complexes que s'ils devaient injecter un fluide à l'état liquide.
Claims (11)
1. Propulseur hybride (100, 100), notamment pour véhicule ou engin spatial, comprenant un corps extérieur (10) dans lequel est stocké un ergol soHde (20), s'étendant suivant une direction longitudinale X du corps extérieur, un réservoir pressurisé (30) contenant un ergol liquide ou gazeux (40), et une tuyère (50) d'éjection des gaz produits de la combustion des ergols, caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité d'injecteurs (31) d'ergol liquide ou gazeux agencés axialement entre des parties de l'ergol solide, et en ce que l'ergol solide comprend au moins un bloc cylindrique creux.
2. Propulseur selon la revendication 1, dans lequel des injecteurs (31) d'ergol liqukle ou gazeux sont agencés le long d'une surface interne (21) de l'ergol solide (20).
3. Propulseur selon la revendication 2, dans lequel le réservoir pressurisé
(30) est placé à l'intérieur du corps extérieur (10), entouré par l'ergol solide (20), et dans lequel les injecteurs (31) sont disposés le long et autour dudit réservoir_
(30) est placé à l'intérieur du corps extérieur (10), entouré par l'ergol solide (20), et dans lequel les injecteurs (31) sont disposés le long et autour dudit réservoir_
4. Propulseur selon la revendication 3, dans lequel les injecteurs (31) sont disposés uniformément en rangées longitudinales, suivant un axe longitudinal du réservoir pressurisé (30), et en rangées radiales, par rapport audit axe longitudinal, les rangées radiales étant équidistantes.
5. Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le corps extérieur (10) et le réservoir pressurisé (30) sont coaxiaux.
6. Propulseur selon rune quelconque des revendications précédentes, dans lequel rergol liquide ou gazeux (40) contenu dans le réservoir pressurisé
(30) est envoyé dans les injecteurs (31) via un dispositif de contrôle de débit (32) et des canalisations (33).
(30) est envoyé dans les injecteurs (31) via un dispositif de contrôle de débit (32) et des canalisations (33).
7. Propulseur selon rune quelconque des revendications précédentes, dans lequel la tuyère (50) est de type aerospike et comporte un corps central (51) solidaire du réservoir pressurisé (30) et un corps annulaire (52) solidaire du corps extérieur (10) dudit propulseur.
8. Propulseur selon la revendication 7, dans lequel le corps central (51) de la tuyère (50) est relié au réservoir pressurisé (30) au moyen d'une liaison (62) rotule etiou glissière et d'actionneurs (63), de type vérins, de sorte à
permettre de man uvrer ladite tuyère en modifiant la section de son col etiou l'inclinaison dudit corps central par rapport audit axe longitudinal.
permettre de man uvrer ladite tuyère en modifiant la section de son col etiou l'inclinaison dudit corps central par rapport audit axe longitudinal.
9. Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le réservoir pressurisé (30) est fixé au corps extérieur (10) au moyen de bieHes (61) au niveau de son extrémité inférieure, lesdites bielles étant agencées radialement par rapport à un axe longitudinal dudit réservoir.
10. Propulseur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel rergol solide (20) est à base d'un polymère ou d'une cire de paraffine, et l'ergol Hquide (40) est de roxygène Hquide cryogénique, du peroxyde d'hydrogène ou du protoxyde d'azote.
11. Véhicule aérospatial de type lanceur caractérisé en ce qu'il comporte un propulseur hybride (100) selon l'une des revendications précédentes.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FRFR1911634 | 2019-10-17 | ||
| FR1911634A FR3102219B1 (fr) | 2019-10-17 | 2019-10-17 | Propulseur hybride pour véhicule spatial |
| PCT/FR2020/051865 WO2021074553A1 (fr) | 2019-10-17 | 2020-10-16 | Propulseur hybride pour vehicule spatial |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CA3154256A1 true CA3154256A1 (fr) | 2021-04-22 |
Family
ID=69190974
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CA3154256A Pending CA3154256A1 (fr) | 2019-10-17 | 2020-10-16 | Propulseur hybride pour vehicule spatial |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US12286945B2 (fr) |
| EP (1) | EP4045786A1 (fr) |
| JP (1) | JP7603675B2 (fr) |
| KR (1) | KR102953733B1 (fr) |
| CN (1) | CN114599871A (fr) |
| AU (1) | AU2020368037A1 (fr) |
| CA (1) | CA3154256A1 (fr) |
| FR (1) | FR3102219B1 (fr) |
| IL (1) | IL292237B2 (fr) |
| WO (1) | WO2021074553A1 (fr) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11933249B2 (en) | 2021-12-30 | 2024-03-19 | Blue Origin, Llc | Reusable upper stage rocket with aerospike engine |
| WO2024017865A1 (fr) * | 2022-07-19 | 2024-01-25 | Heliuspace B.V. | Véhicule aérospatial ayant un moteur à pointe, et procédés de fonctionnement et de simulation de celui-ci |
| CN115355111B (zh) * | 2022-07-21 | 2024-07-26 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种固液混合火箭发动机启动装置及火箭发动机 |
| US12276239B1 (en) * | 2023-03-03 | 2025-04-15 | Robert Edward Breidenthal, Jr. | Transverse-jet combustor for a rocket engine |
| TR2023013115A2 (tr) * | 2023-10-16 | 2024-01-22 | Deltav Uzay Teknolojileri Anonim Sirketi | Yakit yanma hizi ve yanma kararliliğini arttiran hi̇bri̇t roket enjektörü |
| CN118191017B (zh) * | 2024-05-17 | 2024-07-19 | 内蒙古工业大学 | 一种固体推进剂混合试验机加载装置及方法 |
| KR102922520B1 (ko) * | 2025-05-28 | 2026-02-04 | 국방과학연구소 | 분리된 충전공간을 가진 가스 발생기 및 그 제작방법 |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3017748A (en) * | 1959-01-02 | 1962-01-23 | Phillips Petroleum Co | Combination liquid and solid propellant spin-stabilized rocket motor |
| US3274771A (en) | 1961-10-23 | 1966-09-27 | Aerojet General Co | Hybrid solid and liquid fuel rocket |
| US3214906A (en) * | 1962-07-05 | 1965-11-02 | Aerojet General Co | Hybrid rocket motor |
| US3325998A (en) * | 1965-04-14 | 1967-06-20 | Thiokol Chemical Corp | Variable thrust rocket motor |
| FR1558482A (fr) * | 1967-12-22 | 1969-02-28 | ||
| US3806064A (en) * | 1968-10-03 | 1974-04-23 | A Parilla | Missile configurations, controls and utilization techniques |
| US3888419A (en) * | 1971-09-13 | 1975-06-10 | Thiokol Corp | Spike nozzle for rockets |
| JPS58104336U (ja) * | 1982-01-11 | 1983-07-15 | 日産自動車株式会社 | ロケツトモ−タ |
| US5010730A (en) * | 1988-02-24 | 1991-04-30 | Acurex Corporation | Gas-fed hybrid propulsion system |
| US5101623A (en) * | 1990-02-06 | 1992-04-07 | Rockwell International Corporation | Rocket motor containing improved oxidizer injector |
| DE4429860A1 (de) * | 1994-08-23 | 1995-03-02 | Thomas Dr Stinnesbeck | Einspritzsystem für Hybridraketentriebwerke |
| JPH08326605A (ja) * | 1995-05-31 | 1996-12-10 | Nissan Motor Co Ltd | ハイブリッドロケット |
| US8539753B2 (en) * | 2006-06-29 | 2013-09-24 | Spacedev, Inc. | Hybrid rocket motor with annular, concentric solid fuel elements |
| US20110005193A1 (en) * | 2009-07-07 | 2011-01-13 | Thomas Clayton Pavia | Method and apparatus for simplified thrust chamber configurations |
| WO2013048271A1 (fr) * | 2011-09-29 | 2013-04-04 | Omnidea Lda. | Système de propulsion |
| US10823115B2 (en) * | 2016-02-16 | 2020-11-03 | Raytheon Company | Hybrid rocket motor with integral oxidizer tank |
-
2019
- 2019-10-17 FR FR1911634A patent/FR3102219B1/fr active Active
-
2020
- 2020-10-16 AU AU2020368037A patent/AU2020368037A1/en active Pending
- 2020-10-16 US US17/769,753 patent/US12286945B2/en active Active
- 2020-10-16 KR KR1020227016580A patent/KR102953733B1/ko active Active
- 2020-10-16 JP JP2022521156A patent/JP7603675B2/ja active Active
- 2020-10-16 IL IL292237A patent/IL292237B2/en unknown
- 2020-10-16 EP EP20803224.3A patent/EP4045786A1/fr active Pending
- 2020-10-16 CN CN202080072927.XA patent/CN114599871A/zh active Pending
- 2020-10-16 CA CA3154256A patent/CA3154256A1/fr active Pending
- 2020-10-16 WO PCT/FR2020/051865 patent/WO2021074553A1/fr not_active Ceased
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2022553637A (ja) | 2022-12-26 |
| IL292237B1 (en) | 2025-05-01 |
| AU2020368037A1 (en) | 2022-05-05 |
| US12286945B2 (en) | 2025-04-29 |
| US20220381201A1 (en) | 2022-12-01 |
| EP4045786A1 (fr) | 2022-08-24 |
| KR102953733B1 (ko) | 2026-04-15 |
| FR3102219A1 (fr) | 2021-04-23 |
| FR3102219B1 (fr) | 2021-10-22 |
| IL292237B2 (en) | 2025-09-01 |
| JP7603675B2 (ja) | 2024-12-20 |
| IL292237A (en) | 2022-06-01 |
| CN114599871A (zh) | 2022-06-07 |
| WO2021074553A1 (fr) | 2021-04-22 |
| KR20220078710A (ko) | 2022-06-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA3154256A1 (fr) | Propulseur hybride pour vehicule spatial | |
| FR3047557B1 (fr) | Dispositif et systeme pour commander des missiles et des organes de destruction ( "kill vehicles" ), utilises avec un combustible sous forme de gel | |
| EP1241341B1 (fr) | Module de propulsion cryotechnique | |
| US12000361B2 (en) | Rocket propellant tank arrangement, rocket propulsion unit, and rocket | |
| FR2987081A1 (fr) | Ensemble et procede propulsifs | |
| EP3156635B1 (fr) | Moteur fusée à torche d'allumage versatile | |
| WO2012172238A1 (fr) | Ensemble propulsif cryogénique et procédé d'alimentation d'un réservoir d'un tel ensemble | |
| US3279187A (en) | Rocket-ramjet propulsion engine | |
| EP3066330B1 (fr) | Ensemble propulsif et procédé d'alimentation en ergols | |
| EP0362053B1 (fr) | Structure de propulseur combiné compatible avec deux types de fonctionnement | |
| EP2895726B1 (fr) | Dispositif de propulsion hybride anaérobie à carburant présente sous forme de solides divisés | |
| EP1101030B1 (fr) | Tuyere compacte et modulable pour le pilotage d'engins aerospatiaux | |
| WO2017072457A1 (fr) | Systéme de pilotage en force et de contrôle d'attitude a compacité augmentée et engin comportant un tel système | |
| FR2875554A1 (fr) | Dispositif de commande et/ou d'entrainement pour un missile | |
| FR2997387A1 (fr) | Lanceur astronautique comprenant un propulseur d'appoint a alimentation delocalisee | |
| FR3139367A1 (fr) | Moteur-fusée hybride autophage | |
| FR2815673A1 (fr) | Systeme modulaire de moteurs-fusees permettant de realiser une famille de moteurs-fusees de poussees differentes | |
| FR2914738A1 (fr) | Engin a propulsion par turbofusee |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| D11 | Substantive examination requested |
Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: A-1-1-D10-D11-D117 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE); EVENT TEXT: REQUEST FOR EXAMINATION RECEIVED Effective date: 20241011 |
|
| MFA | Maintenance fee for application paid |
Free format text: FEE DESCRIPTION TEXT: MF (APPLICATION, 4TH ANNIV.) - STANDARD Year of fee payment: 4 |
|
| U00 | Fee paid |
Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: A-1-1-U10-U00-U101 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE); EVENT TEXT: MAINTENANCE REQUEST RECEIVED Effective date: 20241016 |
|
| U11 | Full renewal or maintenance fee paid |
Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: A-1-1-U10-U11-U102 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE); EVENT TEXT: MAINTENANCE FEE PAYMENT DETERMINED COMPLIANT Effective date: 20241106 Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: A-1-1-U10-U11-U102 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE); EVENT TEXT: MAINTENANCE FEE PAYMENT PAID IN FULL Effective date: 20241106 |
|
| W00 | Other event occurred |
Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: A-1-1-W10-W00-W111 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE); EVENT TEXT: CORRESPONDENT DETERMINED COMPLIANT Effective date: 20241119 |
|
| D00 | Search and/or examination requested or commenced |
Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: A-1-1-D10-D00-D118 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE); EVENT TEXT: REQUEST FOR EXAMINATION REQUIREMENTS DETERMINED COMPLIANT Effective date: 20241212 |
|
| W00 | Other event occurred |
Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: A-1-1-W10-W00-W100 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE); EVENT TEXT: LETTER SENT Effective date: 20250422 |
|
| D11 | Substantive examination requested |
Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: A-1-2-D10-D11-D155 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE); EVENT TEXT: ALL REQUIREMENTS FOR EXAMINATION DETERMINED COMPLIANT Effective date: 20250501 |
|
| MFA | Maintenance fee for application paid |
Free format text: FEE DESCRIPTION TEXT: MF (APPLICATION, 5TH ANNIV.) - STANDARD Year of fee payment: 5 |
|
| U00 | Fee paid |
Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: A-2-2-U10-U00-U101 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE); EVENT TEXT: MAINTENANCE REQUEST RECEIVED Effective date: 20251008 |
|
| U11 | Full renewal or maintenance fee paid |
Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: A-2-2-U10-U11-U102 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE); EVENT TEXT: MAINTENANCE FEE PAYMENT PAID IN FULL Effective date: 20251008 |