EP1567761A2 - Liaison entre fond arriere de chambre de combustion et tuyere de moteur fusee - Google Patents

Liaison entre fond arriere de chambre de combustion et tuyere de moteur fusee

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Publication number
EP1567761A2
EP1567761A2 EP03796117A EP03796117A EP1567761A2 EP 1567761 A2 EP1567761 A2 EP 1567761A2 EP 03796117 A EP03796117 A EP 03796117A EP 03796117 A EP03796117 A EP 03796117A EP 1567761 A2 EP1567761 A2 EP 1567761A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
interface
connection according
thermal barrier
cord
nozzle
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP03796117A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Gilles Renoust
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Ceramics SA
Original Assignee
SNECMA Propulsion Solide SA
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA Propulsion Solide SA filed Critical SNECMA Propulsion Solide SA
Publication of EP1567761A2 publication Critical patent/EP1567761A2/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/08—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing
    • F16J15/0806—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing characterised by material or surface treatment
    • F16J15/0812—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing characterised by material or surface treatment with a braided or knitted body
    • 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
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F02K9/343—Joints, connections, seals therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
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    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/064—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces the packing combining the sealing function with other functions
    • F16J15/065—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces the packing combining the sealing function with other functions fire resistant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/614—Fibres or filaments

Definitions

  • the invention relates to solid propulsion rocket engines and more specifically the production of the connection between rear end of combustion chamber and nozzle.
  • Such a connection comprises a mechanical assembly, at least in the axial direction, between the bottom and the nozzle and the production of a seal against combustion gases at the interface, or joint, defined between the adjacent facing surfaces of the bottom and of the nozzle.
  • Sealing is usually achieved by at least one O-ring, generally two: a primary seal and a secondary seal arranged in series in the interface.
  • Seals are traditionally made of an elastomeric material which cannot withstand durably without damage to the temperature of the combustion gases produced in the chamber.
  • a thermal barrier is introduced into the interface between the end of the latter situated on the interior side of the chamber and the seals in order to cool the combustion gases which have entered the interface before they may come into contact with the primary seal.
  • the thermal barrier is commonly constituted by a layer of grease.
  • this layer of grease could, in certain cases, leave a sufficient passage for the combustion gases for them to reach the primary seal while still being at too high a temperature.
  • the object of the invention is to remedy this drawback by proposing a more efficient thermal barrier.
  • This object is achieved by a connection between the rear bottom of the combustion chamber and the rocket engine nozzle of the type comprising mechanical connection means connecting the nozzle to the bottom at least in the axial direction, as well as a thermal barrier and at least one seal. sealing disposed in the interface defined by the adjacent facing surfaces of the bottom and of the nozzle, connection in which, in accordance with the invention, the thermal barrier comprises at least one texture of refractory fibers forming a bead wound in the interface around the longitudinal axis of the chamber, the cord or cords being produced so as to ensure circumferential continuity of the thermal barrier.
  • bead (s) of refractory fibers for example carbon and / or ceramic, makes it possible to give the thermal barrier good resistance to the temperature of the combustion gases.
  • the or each bead may be in the form of a braid or of superimposed two-dimensional fibrous strata, for example layers of fabric.
  • the achievement of the fibrous texture (braid or layers) and its degree of compaction in the interface determine the permeability of the thermal barrier to gases, the object being to impose on the gases a time of crossing of the thermal barrier sufficiently long to ensuring sufficient cooling of these, the fibrous texture taking heat from the gases to transmit it to the walls between which it is enclosed.
  • the effect of the thermal barrier is reinforced by placing the bead or cords in a part of the interface forming a baffle on the path of combustion gases liable to creep into the interface.
  • a baffle causes an elongation of the path of the combustion gases and avoids direct exposure of the thermal barrier to radiation from the combustion chamber.
  • the circumferential continuity of the thermal barrier can be ensured in various ways.
  • the thermal barrier comprises at least two separate cords, the ends of one of the cords occupying with respect to the axis of the chamber angular positions different from those of the ends of the other cord.
  • the thermal barrier comprises at least one cord wound in a helix extending over more than the interface circumference. The use of one or more closed continuous cords can also be considered.
  • the thermal barrier is disposed in the bottom-nozzle interface between the end of the latter located on the inside of the combustion chamber and one or more seals.
  • the thermal barrier in another embodiment, in particular when the thermal barrier is in the form of a fibrous texture compacted in the interface, in particular at the level of a part of the interface forming a baffle, the thermal barrier can also form a gasket. seal.
  • the mechanical connection means comprise at least one annular axial locking piece partially housed and retained in a groove formed on the outside of the bottom and on which an end surface of the nozzle rests. .
  • Such a mechanical connection means represents an important simplification compared to the use of screws, as in the prior art.
  • the axial locking piece is a split annular piece, the establishment and withdrawal can be achieved by elastic deformation.
  • the mechanical connection means comprise a rod in several sectors held in place by a clamp.
  • FIG. 2 is an enlarged view showing a first embodiment of a connection according to the invention between rear end of combustion chamber and nozzle in a rocket engine such as for example that of Figure 1;
  • - Figure 3 is a detail view showing an example of winding a cord forming a thermal barrier in the connection of Figure 2;
  • FIGS. 4 and 5 are detail views showing two embodiments of the cord forming the thermal barrier in the connection of Figure 2;
  • FIG. 10 is a view similar to that of Figure 6 showing another embodiment of the mechanical connection between bottom and nozzle.
  • FIG. 1 shows in a simplified manner an arrangement of a rear part of a solid propulsion rocket engine.
  • the rocket engine comprises a combustion chamber 10 delimited by an envelope 12 which ends, at the rear of the chamber, by a rear bottom 14.
  • a nozzle 20 is connected to the bottom 14.
  • the nozzle is orientable by pivoting with respect to the longitudinal axis A of the combustion chamber.
  • the assembly formed by the convergent 20a, the neck 20b and the divergent 20ç is mounted on an annular support piece, or heel 22, by means of a spherical articulation stop 24.
  • the stop 24 is for example of the laminated abutment type formed by stacking spherical layers alternately rigid metallic layers and elastomer layers adhered to each other.
  • the stop 24 is isolated from the interior of the combustion chamber by a membrane 26.
  • Activation means for example jacks (not shown) mounted on the casing 12 and acting on an activation ring on the outside of the divergent, make it possible to give the axis of the nozzle, therefore the direction of ejection of the combustion gases, a desired orientation relative to the axis A.
  • the heel 22 is fixed relative to the casing 12 and is connected to the rear bottom 14.
  • Mechanical connection means (not shown in FIG. 1) axially connect the heel 22 to the bottom 14.
  • the bottom 14 and the heel 22 are assembled along an interface or joint 30 defined by the facing surfaces of the heel 22 and the bottom 14 and which extends substantially in the axial direction between the inside and the outside of the combustion chamber.
  • the interface 30 is provided with seals protected by a thermal barrier (not shown in FIG. 1).
  • FIG. 2 A rear rocket engine arrangement as briefly described above is well known per se.
  • the field of application of the invention is of course not limited to rocket motors with orientable nozzle but also includes those with fixed nozzle.
  • An embodiment of a connection according to the invention between the rear end 14 and the nozzle heel 22 in a rocket engine such as for example that of FIG. 1 is illustrated in detail by FIG. 2.
  • the bottom 14 comprises an outer wall 14a, for example metallic, provided on the inner side with a thermal protection 14b, for example made of elastomer, in a manner known per se.
  • the nozzle heel 22 includes an external wall 22a, for example metallic, which corresponds to and extends the wall 14a from the bottom, and an internal thermal protection 22b, for example made of elastomer, which prolongs the thermal protection 14b the bottom.
  • the interface 30 has a non-rectilinear profile, in axial (or meridian) section, the surface of the heel 22 bordering the interface 30 having a diameter which varies non-decreasingly along the interface 30 from the end of that -this located on the inside of the combustion chamber.
  • a seal or, preferably, for safety reasons, at least two respectively primary 32 and secondary 34 seals are arranged in series in the interface 30.
  • the seals 32 and 34 are each formed by an O-ring made of elastomeric material.
  • Each joint is housed in an annular groove, respectively 36, 38, formed in one of the surfaces facing the bottom 14 and the heel 22, in the example illustrated that of the heel 22, and is compressed by application of the other area.
  • the seals 32 and 34 are spaced from the end of the interface 30 located on the inside of the combustion chamber, preferably located in the part of the interface 30 bordered by the metal walls 14a and 22a.
  • a thermal barrier 40 is disposed in the interface 30 between the end of the latter situated on the interior side of the chamber and the seals 32, 34.
  • the thermal barrier 40 is for example situated in the part of the interface 30 bordered by thermal protections 14b and 22b, but is advantageously distant from the interior end of the interface to avoid its premature destruction during the erosion of thermal protections 14b, 22b by the combustion gases.
  • the thermal barrier is therefore close to the metal walls 14a, 22a. It could be housed in the interface part 30 located between these metal walls 14a, 22a.
  • the thermal barrier 40 comprises a cord 42 of refractory fibers, for example carbon fibers which is wound between recesses 14c and 22c formed in the walls facing the bottom 14 and the heel 22.
  • the cord 42 is wound over more than one turn around the axis A so that the continuity of the thermal barrier in the axial direction is not interrupted at the ends of the cord.
  • the winding of the cord 42 is for example carried out over approximately two turns, as shown in FIG. 3.
  • the continuous cord 42 forms two adjacent circular turns.
  • the part 42c connecting the two turns passes between the ends 42a and 42b of the cord.
  • the ends 42a and 42b are shaped to minimize the circumferential play between the part 42c and these ends.
  • the cord 42 is for example constituted by a braid of carbon fibers as shown in FIG. 4.
  • the recesses 14c and 22c are produced so as to provide a housing for the cord 42 while carrying out a compression of the latter, limiting its permeability to gases.
  • the recesses 14c, 22c give the part of the interface 30 where the thermal barrier is located a form of baffle.
  • This baffle profile combined with the limited permeability of the cord 42, prevents rapid passage of the thermal barrier by the combustion gases entering the interface 30 from the combustion chamber.
  • the gases finally passing through the thermal barrier can then be sufficiently cooled in contact with the walls opposite the bottom 14 and the heel 22 before reaching the primary seal 32.
  • the crossing of the thermal barrier by the combustion gas allows them to ensure pressurization of the primary seal 32 for good efficiency of this seal.
  • the walls of the recesses 14c, 22c which enclose the cord 42 are radial. They could be conical. Fibrous structures other than a braid can be used to make the bead of the thermal barrier.
  • FIG. 5 shows a cord 42 ′ formed by superposed fibrous strata each constituted by a strip of two-dimensional fibrous texture, for example a strip of carbon fabric.
  • the superimposed strata are folded over the length of the cord, which gives them a U-shaped profile.
  • the open side of the U is arranged in the interface 30 so as to be oriented towards the end of the latter situated on the inner side of bedroom. In this way, combustion gases coming into contact with the cord 42 ′ tend to apply its longitudinal edges to the facing surfaces delimiting the interface 30.
  • cord 42 in carbon fibers
  • other refractory fibers can be used, for example ceramic fibers.
  • the cord 42 can be maintained, for example, by interposing a layer of grease or by localized bonding.
  • the mechanical connection between the bottom 14 and the nozzle heel 22 can be carried out in a known manner by screws. In the example illustrated, and more simply, it is produced by means of a locking piece 50 (FIG. 2).
  • the part 50 is in the form of a split metal ring with an L-shaped section, one wing 50a of which is partially housed in a groove 52 formed in a surface 14d of the bottom extending on the external side that delimiting the interface 30.
  • the nozzle heel 12 has a radial end surface 12d which is supported on the part of the wing 50a projecting from the groove 52.
  • the other wing 50b of the part 50 is supported on the surface 14d for compensate for the bearing force of the heel 22 on the wing 50a.
  • the part 50 can be put in place or removed by elastic deformation in the circumferential direction.
  • the blocking in axial direction of the nozzle heel 22 relative to the bottom 14 is achieved by the locking piece 50 in combination with localized non-axial supports between surfaces of the bottom 14 and the heel 22 bordering the interface 30.
  • FIG. 6 illustrates an alternative embodiment of the thermal barrier 40 of FIG. 2.
  • the cord 42 of refractory fibers is wound in a helix between two helical recesses 14e and 22e formed in the walls opposite the bottom 14 and the heel 22.
  • the cord 42 is wound over more than one turn around the axis A so that the continuity of the thermal barrier in the axial direction is not interrupted at the ends of the cord.
  • FIG. 7 illustrates another alternative embodiment of the thermal barrier 40 of FIG. 2.
  • a helical groove 22f for example with a V section, is formed in a radial recess 22g from the surface of the nozzle heel 22 bordering the interface.
  • the cord 42 is wound around the axis A in the groove 22f and is enclosed between the wall of the latter and a radial offset 14g from the surface of the bottom 14, bordering the interface 30, corresponding to the offset 22g.
  • the recesses 14g and 22g give a baffle shape at the interface 30 at the thermal barrier.
  • FIG. 8 illustrates another alternative embodiment of the thermal barrier 40 of FIG. 2.
  • a helical groove 22h for example of V section, is formed in an axial wall part 22i of the surface of the nozzle heel 22 bordering the 'interface 30.
  • the cord 42 is wound around the axis A in the groove 22h and is clamped between the wall thereof and an axial wall portion 14i of the surface of the bottom 14 bordering the interface 30.
  • the figure 8 does not show a baffle shape for the interface 30 at the thermal barrier. However, such a chicane can be created by recesses in the walls of the surfaces facing the bottom 14 and the heel 22 in the immediate vicinity of the location of the cord 42.
  • FIG. 9 illustrates yet another alternative embodiment of the thermal barrier 40 of FIG. 2.
  • the thermal barrier comprises two circular beads 42 ⁇ , 42 2 arranged in series and close to one another in the interface 30.
  • the cord 42 ⁇ is housed at the connection between an axial part 22 ⁇ of the surface of the nozzle heel 22 bordering the interface 30 and a radial recess 22k of this same surface. It is enclosed between the surfaces 22j, 22k and a portion of conical wall 14k of the surface of the bottom 14 bordering the interface 30.
  • the cord 42 2 is wound in a groove 221 for example with a V section, formed in an axial part of the surface of the nozzle heel 22 bordering the interface 30. It is sandwiched between the walls of the groove
  • the cords 42 ⁇ and 42 2 each completely surround the axis A.
  • the ends of the cord 42 ⁇ are angularly offset from those of the cord 42 2 to maintain the continuity of the thermal barrier in the axial direction.
  • the thermal barrier may also constitute a seal, so that the primary seal 32, or even the two seals 32 and 34 could be omitted. This can be more particularly the case when the thermal barrier is a bead formed of compressible fibrous texture wound over more than one turn while being compressed in the interface 30, in particular when the bead is placed in one or more housings formed in a baffle. of interface 30.
  • FIG. 10 illustrates another embodiment of the mechanical connection between the bottom 14 and the nozzle heel 22, the elements common between this embodiment and that of FIG. 2 having the same references.
  • a plurality of locking pieces in the form of ring sectors are used.
  • Each 50 'piece has a profile in L similar to the part 50 of FIG. 2, with a wing 50'a which is partially housed in the groove 52 formed in the surface 14d of the bottom 14 and a wing 50'b taking its internal face bearing on this surface 14d .
  • the nozzle heel 22 rests on the wings 50 ′ of parts 50 ′.
  • Each piece 50 extends over an angle which does not exceed 180 ° and is held in place by a snap ring 54. This is fixed by screws 56 to the nozzle heel 22 and is supported on the external face wing 50'b.

Landscapes

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Abstract

La liaison entre le fond arrière (14) d'une chambre de combustion et la tuyère (20) d'un moteur fusée comprend des moyens (50) de liaison mécanique reliant la tuyère au fond au moins en direction axiale, ainsi qu'une barrière thermique (40) et au moins un joint d'étanchéité (32, 34) disposés dans l'interface (30) définie par les surfaces en regard adjacentes du fond et de la tuyère. La barrière thermique (40) comporte au moins une texture en fibres réfractaires formant un cordon (42) enroulé dans l'interface autour de l'axe longitudinal (A) de la chambre, le ou les cordons étant réalisés de manière à assurer une continuité circonférentielle de la barrière thermique (40).

Description

Titre de l'invention
Liaison entre fond arrière de chambre de combustion et tuyère de moteur fusée.
Arrière-plan de l'invention
L'invention concerne les moteurs fusées à propulsion solide et plus précisément la réalisation de la liaison entre fond arrière de chambre de combustion et tuyère.
Une telle liaison comprend un assemblage mécanique, au moins en direction axiale, entre fond et tuyère et la réalisation d'une étanchéité aux gaz de combustion au niveau de l'interface, ou joint, défini entre les surfaces en regard adjacentes du fond et de la tuyère.
La liaison mécanique est couramment réalisée par des vis. Un tel mode de liaison a fait ses preuves, mais nécessite le respect de procédures longues et contraignantes pour le serrage et le contrôle des vis, le nombre de celles-ci pouvant être très élevé, par exemple pouvant atteindre une centaine environ.
L'étanchéité est réalisée habituellement par au moins un joint torique, généralement deux : un joint primaire et un joint secondaire disposés en série dans l'interface.
Les joints d'étanchéité sont traditionnellement réalisés en un matériau élastomère qui ne peut résister durablement sans dommage à la température des gaz de combustion produits dans la chambre. En outre, une barrière thermique est introduite dans l'interface entre l'extrémité de celle-ci située du côté intérieur de la chambre et les joints d'étanchéité afin de refroidir les gaz de combustion ayant pénétré dans l'interface avant qu'ils puissent venir au contact du joint primaire.
Dans l'art antérieur, la barrière thermique est couramment constituée par une couche de graisse. Or, il a été observé que cette couche de graisse pouvait, dans certains cas, laisser un passage suffisant aux gaz de combustion pour que ceux-ci atteignent le joint primaire en étant encore à une température trop élevée.
Objets et résumé de l'invention L'invention a pour but de remédier à cet inconvénient en proposant une barrière thermique plus efficace. Ce but est atteint grâce à une liaison entre fond arrière de chambre de combustion et tuyère de moteur fusée du type comprenant des moyens de liaison mécanique reliant la tuyère au fond au moins en direction axiale, ainsi qu'une barrière thermique et au moins un joint d'étanchéité disposés dans l'interface définie par les surfaces en regard adjacentes du fond et de la tuyère, liaison dans laquelle, conformément à l'invention, la barrière thermique comporte au moins une texture en fibres réfractaires formant un cordon enroulé dans l'interface autour de l'axe longitudinal de la chambre, le ou les cordons étant réalisés de manière à assurer une continuité circonférentielle de la barrière thermique.
L'utilisation de cordon(s) en fibres réfractaires, par exemple en carbone et/ou en céramique, permet de conférer à la barrière thermique une bonne tenue à la température des gaz de combustion. Le ou chaque cordon peut être sous forme d'une tresse ou de strates fibreuses bidimensionnelles superposées, par exemple des couches de tissu. La réalisation de la texture fibreuse (tresse ou strates) et son degré de compactage dans l'interface déterminent la perméabilité de la barrière thermique aux gaz, l'objet étant d'imposer aux gaz un temps de traversée de la barrière thermique suffisamment long pour assurer un refroidissement suffisant de ceux-ci, la texture fibreuse prélevant de la chaleur des gaz pour la retransmettre aux parois entre lesquelles elle est enserrée.
Avantageusement, l'effet de la barrière thermique est renforcé en disposant le ou les cordons dans une partie de l'interface formant chicane sur le trajet de gaz de combustion susceptibles de s'insinuer dans l'interface. En effet, une telle chicane provoque un allongement du trajet des gaz de combustion et évite une exposition directe de la barrière thermique à la radiation de la chambre de combustion. La continuité circonférentielle de la barrière thermique peut être assurée de diverses façons. Ainsi, selon un mode particulier de réalisation, la barrière thermique comprend au moins deux cordons distincts, les extrémités d'un des cordons occupant par rapport à l'axe de la chambre des positions angulaires différentes de celles des extrémités de l'autre cordon. Selon un autre mode de réalisation, la barrière thermique comprend au moins un cordon enroulé en hélice s'étendant sur plus de la circonférence de l'interface. L'utilisation d'un ou plusieurs cordons continus fermés peut aussi être envisagée.
Dans un mode de réalisation, la barrière thermique est disposée dans l'interface fond-tuyère entre l'extrémité de celle-ci située du côté intérieur de la chambre de combustion et un ou plusieurs joints d'étanchéité.
Dans un autre mode de réalisation, notamment lorsque la barrière thermique est sous forme d'une texture fibreuse compactée dans l'interface, en particulier au niveau d'une partie de l'interface formant chicane, la barrière thermique peut également former joint d'étanchéité.
Selon un autre aspect de l'invention, les moyens de liaison mécanique comprennent au moins une pièce de verrouillage axial annulaire logée partiellement et retenue dans une gorge formée du côté extérieur du fond et sur laquelle s'appuie une surface d'extrémité de la tuyère.
Un tel moyen de liaison mécanique représente une simplification importante par rapport à l'utilisation de vis, comme dans l'art antérieur.
Selon un mode de réalisation, la pièce de verrouillage axial est une pièce annulaire fendue dont la mise en place et le retrait peuvent être réalisés par déformation élastique.
Selon un autre mode de réalisation, les moyens de liaison mécanique comportent un jonc en plusieurs secteurs maintenus en place par serre-jonc.
Brève description des dessins
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue très simplifiée en demi-coupe axiale de la partie arrière d'un moteur fusée ;
- la figure 2 est une vue à échelle agrandie montrant un premier mode de réalisation d'une liaison conforme à l'invention entre fond arrière de chambre de combustion et tuyère dans un moteur fusée tel que par exemple celui de la figure 1 ; - la figure 3 est une vue de détail montrant un exemple d'enroulement d'un cordon formant barrière thermique dans la liaison de la figure 2 ;
- les figures 4 et 5 sont des vues de détail montrant deux modes de réalisation du cordon formant la barrière thermique dans la liaison de la figure 2 ;
- les figures 6 à 9 sont des vues semblables à celle de la figure 2 montrant des variantes de réalisation de la barrière thermique ; et
- la figure 10 est une vue semblable à celle de la figure 6 montrant un autre mode de réalisation de la liaison mécanique entre fond et tuyère.
Description détaillée de modes de réalisation
On se réfère tout d'abord à la figure 1 qui montre de façon simplifiée un agencement d'une partie arrière de moteur fusée à propulsion solide.
Le moteur fusée comprend une chambre de combustion 10 délimitée par une enveloppe 12 qui se termine, à l'arrière de la chambre, par un fond arrière 14. Une tuyère 20 est raccordée au fond 14. Dans l'exemple représenté, la tuyère est orientable par pivotement par rapport à l'axe longitudinal A de la chambre de combustion. A cet effet, l'ensemble formé par le convergent 20a, le col 20b et le divergent 20ç est monté sur une pièce annulaire de support, ou talon 22, par l'intermédiaire d'une butée d'articulation spherique 24. La butée 24 est par exemple de type butée lamifiée formée par empilement de couches sphériques alternativement des couches métalliques rigides et des couches d'élastomère adhérisées les unes aux autres. La butée 24 est isolée de l'intérieur de la chambre de combustion par une membrane 26. Des moyens d'activation, par exemple des vérins (non représentés) montés sur l'enveloppe 12 et agissant sur un anneau d'activation du côté extérieur du divergent, permettent de conférer à l'axe de la tuyère, donc à la direction d'éjection des gaz de combustion, une orientation désirée par rapport à l'axe A.
Le talon 22 est fixe par rapport à l'enveloppe 12 et est relié au fond arrière 14. Des moyens de liaison mécanique (non représentés sur la figure 1) relient axialement le talon 22 au fond 14. Le fond 14 et le talon 22 sont assemblés le long d'une interface ou joint 30 défini par les surfaces en regard du talon 22 et du fond 14 et qui s'étend sensiblement en direction axiale entre l'intérieur et l'extérieur de la chambre de combustion. L'interface 30 est pourvue de joints d'étanchéité protégés par une barrière thermique (non représentés sur la figure 1).
Un agencement de partie arrière de moteur fusée tel que brièvement décrit ci-dessus est bien connu en soi. Le domaine d'application de l'invention n'est bien entendu pas limité aux moteurs fusées à tuyère orientable mais inclut aussi ceux à tuyère fixe. Un mode de réalisation d'une liaison conforme à l'invention entre le fond arrière 14 et le talon de tuyère 22 dans un moteur fusée tel que par exemple celui de la figure 1 est illustré de façon détaillée par la figure 2.
Dans cet exemple, le fond 14 comprend une paroi extérieure 14a, par exemple métallique, munie du côté intérieur d'une protection thermique 14b, par exemple en élastomère, de façon connue en soi. De la même manière, le talon de tuyère 22 comprend une paroi externe 22a, par exemple métallique, qui correspond à/et prolonge la paroi 14a du fond, et une protection thermique interne 22b, par exemple en élastomère, qui prolonge la protection thermique 14b du fond.
L'interface 30 présente un profil non rectiligne, en coupe axiale (ou méridienne), la surface du talon 22 bordant l'interface 30 ayant un diamètre qui varie de façon non décroissante le long de l'interface 30 depuis l'extrémité de celle-ci située du côté intérieur de la chambre de combustion.
Dans l'exemple illustré, un joint d'étanchéité ou, de préférence, par souci de sécurité, au moins deux joints d'étanchéité respectivement primaire 32 et secondaire 34 sont disposés en série dans l'interface 30. Les joints 32 et 34 sont formés chacun par un joint torique en matériau élastomère. Chaque joint est logé dans une gorge annulaire, respectivement 36, 38, formée dans l'une des surfaces en regard du fond 14 et du talon 22, dans l'exemple illustré celle du talon 22, et est comprimé par application de l'autre surface. Les joints 32 et 34 sont éloignés de l'extrémité de l'interface 30 située du côté intérieur de la chambre de combustion, de préférence situés dans la partie de l'interface 30 bordée par les parois métalliques 14a et 22a. Une barrière thermique 40 est disposée dans l'interface 30 entre l'extrémité de celle-ci située du côté intérieur de la chambre et les joints d'étanchéité 32, 34. La barrière thermique 40 est par exemple située dans la partie de l'interface 30 bordée par les protections thermiques 14b et 22b, mais est avantageusement éloignée de l'extrémité intérieure de l'interface pour éviter sa destruction prématurée lors de l'érosion des protections thermiques 14b, 22b par les gaz de combustion. La barrière thermique est donc proche des parois métalliques 14a, 22a. Elle pourrait être logée dans la partie d'interface 30 située entre ces parois métalliques 14a, 22a.
Dans l'exemple illustré, la barrière thermique 40 comprend un cordon 42 en fibres réfractaires, par exemple en fibres de carbone qui est enroulé entre des décrochements 14ç et 22ç formés dans les parois en regard du fond 14 et du talon 22. Le cordon 42 est enroulé sur plus d'un tour autour de l'axe A de manière que la continuité de la barrière thermique en direction axiale ne soit pas interrompue au niveau des extrémités du cordon. L'enroulement du cordon 42 est par exemple réalisé sur environ deux tours, comme montré par la figure 3. Sur cette figure, le cordon continu 42 forme deux spires circulaires adjacentes. La partie 42ç reliant les deux spires passe entre les extrémités 42a et 42b du cordon. Les extrémités 42a et 42b sont conformées pour minimiser le jeu circonférentiel entre la partie 42ç et ces extrémités.
Le cordon 42 est par exemple constitué par une tresse de fibres de carbone telle que représentée sur la figure 4.
Les décrochements 14ç et 22ç sont réalisés de manière à aménager un logement pour le cordon 42 tout en réalisant une compression de celui-ci, limitant sa perméabilité aux gaz. En outre, les décrochements 14c, 22ç confèrent à la partie de l'interface 30 où se trouve la barrière thermique une forme de chicane. Ce profil en chicane, allié à la perméabilité limitée du cordon 42, empêche une traversée rapide de la barrière thermique par les gaz de combustion pénétrant dans l'interface 30 depuis la chambre de combustion. Les gaz traversant finalement la barrière thermique peuvent alors être suffisamment refroidis au contact des parois en regard du fond 14 et du talon 22 avant de parvenir au joint primaire 32. La traversée de la barrière thermique par les gaz de combustion permet à ceux-ci d'assurer une pressurisation du joint primaire 32 pour une bonne efficacité de ce joint.
On notera que les parois des décrochements 14ç, 22c qui enserrent le cordon 42 sont radiales. Elles pourraient être coniques. Des structures fibreuses autres qu'une tresse peuvent être utilisées pour réaliser le cordon de la barrière thermique.
Ainsi, la figure 5 montre un cordon 42' formé par des strates fibreuses superposées constituées chacune par une bande de texture fibreuse bidimensionnelle par exemple une bande de tissu de carbone. Les strates superposées sont repliées sur la longueur du cordon, ce qui leur confère un profil en U. Le côté ouvert du U est disposé dans l'interface 30 de manière à être orienté vers l'extrémité de celle-ci située du côté intérieur de la chambre. De la sorte, des gaz de combustion parvenant au contact du cordon 42' ont tendance à appliquer ses bords longitudinaux sur les surfaces en regard délimitant l'interface 30.
Bien que l'on ait envisagé la réalisation du cordon 42 en fibres de carbone, d'autres fibres réfractaires peuvent être utilisées, par exemple des fibres céramiques.
Au moment de sa mise en place sur le fond 14 ou le talon 22, avant compression entre ces deux pièces, le cordon 42 peut être maintenu par exemple par interposition d'une couche de graisse ou par collage localisé.
La liaison mécanique entre le fond 14 et le talon de tuyère 22 peut être réalisée de façon connue par vis. Dans l'exemple illustré, et de façon plus simple, elle est réalisée au moyen d'une pièce de verrouillage 50 (figure 2).
La pièce 50 est sous forme d'un anneau métallique fendu à section en L dont une aile 50a est partiellement logée dans une gorge 52 formée dans une surface 14d du fond prolongeant du côté extérieur celle délimitant l'interface 30.
Le talon de tuyère 12 présente une surface d'extrémité radiale 12d qui s'appuie sur la partie de l'aile 50a faisant saillie hors de la gorge 52. L'autre aile 50b de la pièce 50 s'appuie sur la surface 14d pour compenser l'effort d'appui du talon 22 sur l'aile 50a. La pièce 50 peut être mise en place ou retirée par déformation élastique en direction circonférentielle. Le blocage en direction axiale du talon de tuyère 22 par rapport au fond 14 est réalisé par la pièce de verrouillage 50 en combinaison avec des appuis localisés non axiaux entre des surfaces du fond 14 et du talon 22 bordant l'interface 30. La figure 6 illustre une variante de réalisation de la barrière thermique 40 de la figure 2. Selon cette variante, le cordon 42 en fibres réfractaires est enroulé en hélice entre deux décrochements hélicoïdaux 14e et 22e formés dans les parois en regard du fond 14 et du talon 22. Le cordon 42 est enroulé sur plus d'un tour autour de l'axe A de manière que la continuité de la barrière thermique en direction axiale ne soit pas interrompue au niveau des extrémités du cordon.
La figure 7 illustre une autre variante de réalisation de la barrière thermique 40 de la figure 2. Selon cette variante, une gorge hélicoïdale 22f, par exemple à section en V, est formée dans un décrochement radial 22g de la surface du talon de tuyère 22 bordant l'interface.
Le cordon 42 est enroulé autour de l'axe A dans la gorge 22f et est enserré entre la paroi de celle-ci et un décrochement radial 14g de la surface du fond 14, bordant l'interface 30, correspondant au décrochement 22g.
Les décrochements 14g et 22g confèrent une forme de chicane à l'interface 30 au niveau de la barrière thermique.
La figure 8 illustre une autre variante de réalisation de la barrière thermique 40 de la figure 2. Une gorge hélicoïdale 22h, par exemple à section en V, est formée dans une partie de paroi axiale 22i de la surface du talon de tuyère 22 bordant l'interface 30. Le cordon 42 est enroulé autour de l'axe A dans la gorge 22h et est enserré entre la paroi de celle-ci et une partie de paroi axiale 14i de la surface du fond 14 bordant l'interface 30. La figure 8 ne montre pas de forme de chicane pour l'interface 30 au niveau de la barrière thermique. On pourra toutefois créer une telle chicane par des décrochements des parois des surfaces en regard du fond 14 et du talon 22 au voisinage immédiat de l'emplacement du cordon 42.
La figure 9 illustre encore une autre variante de réalisation de la barrière thermique 40 de la figure 2. Selon cette variante, la barrière thermique comporte deux cordons 42ι, 422 circulaires disposés en série et à proximité l'un de l'autre dans l'interface 30.
Le cordon 42ι est logé au niveau du raccordement entre une partie axiale 22} de la surface du talon de tuyère 22 bordant l'interface 30 et un décrochement radial 22k de cette même surface. Il est enserré entre les surfaces 22j, 22k et une partie de paroi conique 14k de la surface du fond 14 bordant l'interface 30.
Le cordon 422 est enroulé dans une gorge 221 par exemple à section en V, formée dans une partie axiale de la surface du talon de tuyère 22 bordant l'interface 30. Il est enserré entre les parois de la gorge
22 et une partie de paroi axiale 141 de la surface du fond 14 bordant l'interface 30.
Les cordons 42ι et 422 entourent chacun complètement l'axe A. Les extrémités du cordon 42ι sont décalées angulairement par rapport à celles du cordon 422 pour conserver la continuité de la barrière thermique en direction axiale.
Bien entendu, de multiples variantes pourront être imaginées au-delà de celles décrites ci-dessus en disposant un ou plusieurs cordons enserrés entre des parties de parois radiales, axiales ou coniques. Par exemple, on pourra associer un cordon hélicoïdal à un ou plusieurs cordons circulaires.
On notera en outre que la barrière thermique pourra constituer également un joint d'étanchéité, de sorte que le joint d'étanchéité primaire 32, voire les deux joints d'étanchéité 32 et 34 pourraient être omis. Cela peut être plus particulièrement le cas lorsque la barrière thermique est un cordon formé de texture fibreuse compressible enroulé sur plus d'un tour en étant comprimé dans l'interface 30, notamment lorsque le cordon est disposé dans un ou plusieurs logements ménagés dans une chicane de l'interface 30.
La figure 10 illustre un autre mode de réalisation de la liaison mécanique entre le fond 14 et le talon de tuyère 22, les éléments communs entre ce mode de réalisation et celui de la figure 2 ayant les mêmes références. Selon cette variante, on utilise une pluralité de pièces de verrouillage en forme de secteurs d'anneaux. Chaque pièce 50' a un profil en L analogue à la pièce 50 de la figure 2, avec une aile 50'a qui est logée partiellement dans la gorge 52 formée dans la surface 14d du fond 14 et une aile 50'b prenant par sa face interne appui sur cette surface 14d.
Le talon de tuyère 22 s'appuie sur les ailes 50'a des pièces 50'.
Chaque pièce 50' s'étend sur un angle qui n'excède pas 180° et est maintenue en place par un serre-jonc 54. Celui-ci est fixé par des vis 56 au talon de tuyère 22 et prend appui sur la face externe de l'aile 50'b.

Claims

REVENDICATIONS
1. Liaison entre fond arrière (14) de chambre de combustion et tuyère (20) de moteur fusée comprenant : des moyens de liaison mécanique reliant la tuyère au fond au moins en direction axiale, ainsi qu'une barrière thermique (40) et au moins un joint d'étanchéité (32, 34) disposés dans l'interface (30) définie par les surfaces en regard adjacentes du fond et de la tuyère, caractérisée en ce que la barrière thermique (40) comporte au moins une texture en fibres réfractaires formant un cordon (42 ; 42ι, 422) enroulé dans l'interface autour de l'axe longitudinal (A) de la chambre, le ou les cordons étant réalisés de manière à assurer une continuité circonférentielle de la barrière thermique (40).
2. Liaison selon la revendication 1, caractérisée en ce que le ou les cordons (42 ; 42ι, 422) sont disposés dans une partie de l'interface
(30) formant chicane sur le trajet de gaz de combustion susceptibles de s'insinuer dans l'interface.
3. Liaison selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisée en ce que le ou chaque cordon (42 ; 42ι, 422) est en fibres choisies parmi des fibres en carbone et/ou des fibres céramiques.
4. Liaison selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que le ou chaque cordon (42 ; 42ι, 422) est constitué par une tresse.
5. Liaison selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que le ou chaque cordon (42') est constitué par des strates fibreuses bidimensionnelles superposées.
6. Liaison selon la revendication 5, caractérisée en ce que les strates superposées sont repliées sur elles-mêmes sur la longueur du cordon (42'), donnant aux strates un profil en U, le côté ouvert du U étant tourné vers l'extrémité de l'interface (30) située du côté intérieur de la chambre.
7. Liaison selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que la barrière thermique (40) comprend au moins deux cordons distincts (42ι, 422), les extrémités d'un des cordons occupant par rapport à l'axe de la chambre des positions angulaires différentes de celles des extrémités de l'autre cordon.
8. Liaison selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que la barrière thermique (40) comprend au moins un cordon (42) enroulé en hélice s'étendant sur plus de la circonférence de l'interface.
9. Liaison selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisée en ce que le ou chaque cordon (42 ; 42χ, 42 ) est enserré entre des parties des surfaces en regard définissant l'interface (30).
10. Liaison selon la revendication 9, caractérisée en ce qu'une partie de surface qui enserre le cordon est radiale.
11. Liaison selon la revendication 9, caractérisée en ce qu'une partie de surface qui enserre le cordon est axiale.
12. Liaison selon la revendication 9, caractérisée en ce qu'une partie de surface qui enserre le cordon est conique.
13. Liaison selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisée en ce que la barrière thermique (40) est disposée dans l'interface (30) entre l'extrémité de celle-ci située du côté intérieur de la chambre de combustion et le ou les joints d'étanchéité.
14. Liaison selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisée en ce que la barrière thermique (40) constitue également joint d'étanchéité.
15. Liaison selon l'une quelconque des revendications 1 à 14, caractérisée en ce que les moyens de liaison mécanique comprennent au moins une pièce de verrouillage axial annulaire (50) logée partiellement et retenue dans une gorge (52) formée du côté extérieur du fond et sur laquelle s'appuie une surface d'extrémité (22d) de la tuyère (20).
16. Liaison selon la revendication 15, caractérisée en ce que la pièce de verrouillage axiale (50) est une pièce annulaire fendue dont la mise en place et le retrait peuvent être réalisés par déformation élastique.
17. Liaison selon la revendication 15, caractérisée en ce que les moyens de liaison mécanique comportent un jonc en plusieurs secteurs
(50') maintenus en place par serre-jonc (54).
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