FR2569235A1

FR2569235A1 - Propulsion device with short combustion time and high power density

Info

Publication number: FR2569235A1
Application number: FR7723018A
Authority: FR
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1976-07-28
Filing date: 1977-07-27
Publication date: 1986-02-21

Abstract

Propulsion device, especially for kinetic projectiles, comprising a reserve of liquid propellant burning in a combustion chamber followed by a propelling nozzle, characterised by the fact that the reserve of liquid propellant is stored in the form of a column of liquid 42 directly in the combustion chamber 32, that the column of liquid is supported by a limiting wall 30 at the end of the combustion chamber located to the rear in the direction of flight A and that a return duct 50, 52, 54 leading from the front end of the combustion chamber towards the propelling nozzle 40 is provided for the hot propellent gases escaping during combustion of the column of liquid.

Description

La présente invention se rapporte à un dispositif de propulsion à faible durée de combustion et à forte densité de puissance, en particulier pour des projectiles agissant uniquement par énergie cinétique, appelés ci-après "projectiles cinEtiques", ce dispositif comprenant une réserve de propergol liquide qui est brûlée dans une chambre de combustion suivie d'une tuyère de poussée. The present invention relates to a propulsion device with a short combustion time and a high power density, in particular for projectiles acting solely by kinetic energy, hereinafter called "kinetic projectiles", this device comprising a reserve of liquid propellant which is burned in a combustion chamber followed by a thrust nozzle.

Les dispositifs de propulsion à faible durée de combustion et à forte densité de puissance tels qu'ils sont utilisés surtout en tant que systèmes de propulsion sans recul de projectiles cinétiques ou de projectiles de mortier et qui doivent fournir des accélérations extrêmement élevées comprises entre 1000 et 4000 g avec une poussée d'environ 20.000 à 50.000 daN pendant une durée de combustion de par exemple 0,1 à 0,Ols présentent, lorsqu'il s'agit de dispositifs de propulsion à propergol solide, l'inconvénient que la combustion est difficile à contrôler et que le propergol solide doit être stocké dans la chambre de combustion de manière à présenter une grande surface de combustion et doit, pour des raisons de solidité, être positionnée par des supports particuliers, ce qui implique un volume comparativement important pour la chambre de combustion, une construction compliquée et surtout un poids élevé. Dans le cas des dispositifs de propulsion à propergol liquide, la difficulté consiste par contre dans l'alimentation en propergol du fait que toute la quantité de propergol doit, en l'espace d'une fraction de seconde, être pompée depuis le ou les réservoirs dans la chambre de combustion et y être brûlée. Dans la mesure où un tel système serait réalisable, il impliquerait la mise en oeuvre d'un appareillage important qui aurait des répercussion défavorables sur le poids et le volume total du dispositif de propulsion. Propulsion devices with a short combustion time and a high power density as they are used mainly as propulsion systems without recoil of kinetic projectiles or mortar projectiles and which must provide extremely high accelerations of between 1000 and 4000 g with a thrust of about 20,000 to 50,000 daN during a combustion period of for example 0.1 to 0, when they are solid propellant propulsion devices, the disadvantage is that combustion is difficult to control and that the solid propellant must be stored in the combustion chamber so as to present a large combustion surface and must, for reasons of solidity, be positioned by particular supports, which implies a comparatively large volume for the combustion chamber, complicated construction and above all heavy weight. In the case of liquid propellant propulsion devices, the difficulty consists on the other hand in the supply of propellant since the entire quantity of propellant must, in the space of a fraction of a second, be pumped from the tank or tanks in the combustion chamber and be burned there. Insofar as such a system would be feasible, it would involve the implementation of a large apparatus which would have unfavorable repercussions on the weight and the total volume of the propulsion device.

Le but de la présente invention est de créer un dispositif de propulsion à faible durée de combustion et à forte densité de puissance fonctionnant à l'aide de propergol liquide et présentant cependant un volume et un poids réduit ainsi qu'une construction extrêmement simple et n'exigeant en particulier pas de système d'alimentation et d'injection compliqué pour le propergol liquide. The object of the present invention is to create a propulsion device with a short combustion time and a high power density operating with liquid propellant and yet having a reduced volume and weight as well as an extremely simple and n construction. 'requiring in particular no complicated feeding and injection system for liquid propellant.

Ce but est atteint, selon l'invention, par un dispositif de propulsion à faible durée de combustion du type décrit ci-dessus, caractérisé par le fait que la réserve de propergol liquide est située; à la manière d'une colonne de liquide, directement dans la chambre de combustion, que la colonne de liquide est supportée, par une paroi de dOlimita- tion, à l'extrémité de la chambre de combustion située à l'arrière dans le sens de vol et qu'un canal de renvoi menant de l'extrémité avant de la chambre de combustion vers la tuyère de poussée est prévu pour les gaz propulsifs chauds s'échappant pendant la combustion de la colonne de liquide. This object is achieved, according to the invention, by a short-duration propulsion device of the type described above, characterized in that the liquid propellant reserve is located; in the manner of a liquid column, directly in the combustion chamber, that the liquid column is supported, by a boundary wall, at the end of the combustion chamber located at the rear in the direction and that a return channel leading from the front end of the combustion chamber to the thrust nozzle is provided for the hot propellants escaping during the combustion of the liquid column.

Dans le dispositif de propulsion suivant l'invention, l'ensemble de la réserve de propergol liquide se trouve déjà avant l'allumage du dispositif de propulsion dans la chambre de combustion elle-même, de sorte que tout dispositif d'alimentation pour injecter le propergol liquide dans la chambre de combustion sous haute pression est superflu; en même temps, ce stockage particulier du propergol assure, en combinaison avec le canal de renvoi, même sous les acce- lérations extrêmement importantes, un positionnement sur du propergol liquide dans la chambre de combustion ainsi qu'une combustion rapide avec un échappement sensiblement libre des gaz propulsifs, sans qu'il- soit nécessaire de prendre à cet effet, comme avec les dispositifs de propulsion connus à propergol solide, des dispositions auxiliaires coûteuses, entrainant une augmentation du poids et du volume.Le dispositif de propulsion conforme à l'invention convient donc parfaitement pour toutes les applications exigeant des puissances de propulsion élevées, de faible durée, et en même temps une construction simple, compacte et de poids réduit, donc en particulier pour des projectiles cinétiques ou en tant que dispositif de propulsion pour des projectiles de mortier ou des projectiles à charge creuse, par exemple pour la défense anti-chars. In the propulsion device according to the invention, the entire reserve of liquid propellant is already before the ignition of the propulsion device in the combustion chamber itself, so that any supply device for injecting the liquid propellant in the combustion chamber under high pressure is superfluous; at the same time, this particular storage of the propellant ensures, in combination with the return channel, even under extremely large accelerations, positioning on liquid propellant in the combustion chamber as well as rapid combustion with a substantially free exhaust propellant gases, without it being necessary to take for this purpose, as with known propulsion devices with solid propellant, costly auxiliary arrangements, resulting in an increase in weight and volume. The invention is therefore perfectly suited for all applications requiring high propulsion power, of short duration, and at the same time a simple, compact and low-weight construction, therefore in particular for kinetic projectiles or as a propulsion device for projectiles. mortar or projectiles with a hollow charge, for example for anti-tank defense.

De préférence, le propergol constituant la colonne de liquide stockée dans la chambre de combustion est un propergol liquide monergolique, à savoir soit un monergol pur, un mélange de monergols ou un monergol avec un catalyseur en suspension, ce qui permet d'obtenir des vitesses de propaga tion élevées pour le processus de réaction et de supprimer des dispositifs pour séparer des ergols différents; pour obtenir des densités de puissance plus élevées, on peut cependant utiliser également des systèmes biergoliques ou multiergoliques dont les composants ou ergols sont stockés dans la chambre de combustion en étant séparés les uns des autres par des parois de séparation susceptibles être dXtruites lors de l'allumage ou pendant la combustion. Preferably, the propellant constituting the column of liquid stored in the combustion chamber is a monergolic liquid propellant, namely either a pure monergol, a mixture of monergols or a monergol with a suspended catalyst, which makes it possible to obtain speeds high propaga tion for the reaction process and remove devices to separate different propellants; to obtain higher power densities, it is however also possible to use biergolic or multiergolic systems, the components or propellants of which are stored in the combustion chamber while being separated from each other by partition walls which can be destroyed during the ignition or during combustion.

A l'extrémité de la chambre de combustion menant vers la tuyère de poussée et située à l'avant dans le sens de vol, la colonne de liquide est avantageusement délimitée par une ou plusieurs membranes claquables susceptibles de se rompre lors de l'allumage, l'allumage ayant lieu de préférence sous l'action d'une charge allumage hypergolique ou pyrotechnique disposée à l'extrémité avant de la chambre de combustion et séparée par une membrane claquable de la colonne de liquide, cette charge d'allumage étant réalisée, par exemple, soùs la forme d'un corps solide qui renforce alors la résistance des membranes claquables et se décompose lors de l'allumage. At the end of the combustion chamber leading towards the thrust nozzle and situated at the front in the direction of flight, the column of liquid is advantageously delimited by one or more flappable membranes liable to rupture during ignition, the ignition preferably taking place under the action of a hypergolic or pyrotechnic ignition charge disposed at the front end of the combustion chamber and separated by a clickable membrane from the liquid column, this ignition charge being carried out, for example, soùs the form of a solid body which then strengthens the resistance of the clickable membranes and decomposes upon ignition.

Du fait que la combustion du liquide se déroule normalement de façon relativement désordonnée, il est proposé, suivant un mode de réalisation particulièrement avantageux de l'invention, de contrôler dans une certaine mesure le processus de réaction, soit dans le sens d'une accélération de la réaction, soit dans le sens d'une d8célération- de la réaction. Ainsi, le canal de renvoi présente avantageusement un ou plusieurs tronçons de canal s'étendant dans la direction longitudinale de la colonne de liquide et directement contiguë à cette dernière, ce qui procure non seulement une construction compacte, mais encore un effet d'échange de chaleur entre les gaz propulsifs chauds et le propergol liquide, entraînant ainsi un-accroissement de la surface de réaction et une augmentation de la vitesse de combustion. Since the combustion of the liquid normally takes place in a relatively disorderly manner, it is proposed, according to a particularly advantageous embodiment of the invention, to control to a certain extent the reaction process, either in the direction of an acceleration of the reaction, ie in the direction of a deceleration of the reaction. Thus, the deflection channel advantageously has one or more sections of channel extending in the longitudinal direction of the column of liquid and directly adjacent to the latter, which not only provides a compact construction, but also an effect of exchange of heat between the hot propellants and the liquid propellant, thereby causing an increase in the reaction surface and an increase in the rate of combustion.

Pour accélérer encore davantage la réaction, il est avantageux de prévoir, dans les parois de délimitation entre la colonne de liquide et les sections de canal contiguës, dans la zone de l'extrémité arrière de la chambre de combustion, de préférence plusieurs ouvertures d'étranglement obturées jusqu'à l'allumage et permettant une sortie de liquide limitée dans les gaz propulsifs chauds, de sorte que, de façon complémentaire à la combustion à l'intérieur de la chambre de combustion, du liquide passe sous pression de gaz et avec effet d'accélération par les ouvertures d'étranglement à l'extrémité arrière, côté tuyère de poussée, de la chambre de combustion, dans le canal de renvoi pour réagir ici avec les gaz propulsifs chauds.To further accelerate the reaction, it is advantageous to provide, in the boundary walls between the liquid column and the contiguous channel sections, in the region of the rear end of the combustion chamber, preferably several openings of throttle closed until ignition and allowing a limited liquid outlet in the hot propellant gases, so that, in addition to the combustion inside the combustion chamber, liquid passes under gas pressure and with acceleration effect through the throttle openings at the rear end, thrust nozzle side, of the combustion chamber, in the return channel to react here with the hot propellant gases.

Ces ouvertures d'étranglement sont avantageusement obturées par une membrane susceptible d'être détruite par l'action de la chaleur des gaz propulsifs. These throttle openings are advantageously closed by a membrane capable of being destroyed by the action of the heat of the propellant gases.

L'accroissement des surfaces de réaction par suite d'un effet d'échange de chaleur a lieu, d'une manière particuliè- rement avantageuse du point de vue de la construction, par le fait que le canal de renvoi contient un tronçon de canal annulaire s'étendant entre l'enveloppe extérieure et la colonne de liquide en direction longitudinale de la chambre de combustion et, en plus ou au choix, un ou plusieurs tubes de guidage de gaz traversant la colonne de liquide depuis l'extrémité avant jusqu'à l'extrémité arrière, côté tuyère de poussée, de la chambre de combustion. The increase in reaction areas as a result of a heat exchange effect takes place, in a particularly advantageous construction point of view, by the fact that the deflection channel contains a channel section. annular extending between the outer casing and the liquid column in the longitudinal direction of the combustion chamber and, in addition or as desired, one or more gas guide tubes passing through the liquid column from the front end to at the rear end, on the thrust nozzle side, of the combustion chamber.

Pour commander la vitesse de combustion, on peut en outre incorporer à la colonne de liquide des additifs chimiques tels que des antidétonants, des agents captant les radicaux ou des additifs analogues et/ou des corps solides, par exemple de la mousse de carbone, afin d'assurer même avec des propergols liquides de forte activité une combustion contrôlée sans risque d'une propagation du front de réaction à la manière d'une avalanche.Un tel déroulement contrôlé de la réaction peut être obtenu au choix ou de façon complémentaire également par une conformation particulière de la colonne de liquide, à savoir-avantageusement par le fait que la section droite de la colonne de liquide est faible par rapport à sa longueur axiale et/ou dans le cas d'un système de propergol monergolique, par le fait que la colonne de liquide est subdivisée en plusieurs chambres de liquide parallèles réagissant chacune individuellement. To control the rate of combustion, it is also possible to incorporate chemical additives such as anti-knock agents, radical scavengers or similar additives and / or solid bodies, for example carbon foam, into the liquid column. even with liquid propellants of high activity, ensure controlled combustion without risk of propagation of the reaction front in the manner of an avalanche. Such a controlled course of the reaction can be obtained either optionally or additionally by a particular conformation of the liquid column, namely advantageously by the fact that the cross section of the liquid column is small compared to its axial length and / or in the case of a monergolic propellant system, by the fact that the liquid column is subdivided into several parallel liquid chambers each reacting individually.

Pour la description plus détaillée de l'objet de l'invention, on va en décrire ci-après plusieurs exemples de réalisation non limitatifs illustrés par le dessin annexe, sur lequel
la fig. l est une représentation schématique d'un dispositif de propulsion à faible durée de combustion conforme à l'invention;
la fig. 2 est unereprésentation schématique d'un autre exemple de réalisation de l'objet de l'invention, avec des dispositions en vue du contrôle de la combustion;
la fig. 3 représente schématiquement un troisième exemple de réalisation dans son application à un dispositif de propulsion pour un projectile cinetique. For a more detailed description of the subject of the invention, several non-limiting exemplary embodiments will be described below, illustrated by the accompanying drawing, in which
fig. l is a schematic representation of a propulsion device with a short combustion time according to the invention;
fig. 2 is a schematic representation of another exemplary embodiment of the object of the invention, with provisions for the control of combustion;
fig. 3 schematically represents a third embodiment in its application to a propulsion device for a kinetic projectile.

Le dispositif de propulsion 2 à faible durée de combustion représenté sur la fig. 1 comprend une chambre de combustion 4 avec une enveloppe de chambre de combustion 6 fermée par une paroi de délimitation 8 à l'extrémité de la chambre de combustion située en arrière dans le sens de vol A. The propulsion device 2 with a short combustion time shown in FIG. 1 comprises a combustion chamber 4 with a combustion chamber envelope 6 closed by a delimiting wall 8 at the end of the combustion chamber situated rearward in the flight direction A.

L'extrémité de la chambre de combustion 4 située a l'avant dans le sens de vol A communique par un canal de renvoi constitué dans le cas représenté par deux coudes 10, 12, avec une tuyère de poussée réalisée sous la forme de deux tuyères individuelles 14, 16. La chambre de combustion 4 est remplie d'une colonne de propergol liquide 18 constituée par un monergol pur, un mélange de monergols ou un monergol avec un catalyseur en suspension et est fermée, jusqu'à l'allumage, par deux membranes claquables 20, 22 et par une charge d'allumage solide 24 pyrotechnique située entre les deux membranes 20, 22 et servant d'appui a ces dernières, de sorte que la colonne de liquide 18 se trouve stockée jusqu 'à l'allumage du dispositif de propulsion 2 de façon stre et étanche dans la chambre de combustion 4.The end of the combustion chamber 4 located at the front in the flight direction A communicates by a deflection channel constituted in the case represented by two elbows 10, 12, with a thrust nozzle produced in the form of two nozzles individual 14, 16. The combustion chamber 4 is filled with a column of liquid propellant 18 constituted by a pure monergol, a mixture of monergols or a monergol with a catalyst in suspension and is closed, until ignition, by two clickable membranes 20, 22 and by a solid pyrotechnic ignition charge 24 situated between the two membranes 20, 22 and serving to support the latter, so that the column of liquid 18 is stored until ignition of the propulsion device 2 securely and tightly in the combustion chamber 4.

Lors de l'allumage de la charge solide 24, se decompo- sant d'elle-même, les membranes 20, 22 sont détruites et le monergol liquide est activé dans la chambre de combustion 4 jusqu'au point de réaction, ae manière à réagir de lui-même. When the solid charge 24 decomposes on its own, the membranes 20, 22 are destroyed and the liquid monergol is activated in the combustion chamber 4 up to the reaction point, so as to react on its own.

Les gaz propulsifs chauds ainsi produits quittent la chambre de combustion 4 à l'extrémité de cette dernière qui est située à l'avant dans le sens de vol A et qui est maintenant ouverte et sont envoyés par les coudes lO, 12 jusqu'aux tuyères individuelles 14, 16 où ils se détendent en produisant une poussée. Sous l'action d'accélérations extrêmement élevées qui, pour une durée de combustion de 0,1 s ou moins et une pression dans la chambre de combustion de l'ordre de 1000 bars doivent atteindre~des valeurs comprises entre 1000 et 4000 g, la colonne de liquide 18 est refoulée vers l'extrémité arrière de la chambre de combustion, et l'enveloppe 6 ainsi que la paroi de délimitation 8 de la chambre de combustion sont conçues de manière à assurer, même sous ces accélérations importantes, un appui sûr à la colonne de liquide 18.The hot propellants thus produced leave the combustion chamber 4 at the end of the latter which is located at the front in the flight direction A and which is now open and is sent by the elbows 10, 12 to the nozzles individual 14, 16 where they relax by producing a push. Under the action of extremely high accelerations which, for a combustion time of 0.1 s or less and a pressure in the combustion chamber of the order of 1000 bars must reach ~ values between 1000 and 4000 g, the liquid column 18 is pushed back towards the rear end of the combustion chamber, and the casing 6 as well as the delimiting wall 8 of the combustion chamber are designed so as to ensure, even under these significant accelerations, a support safe at the liquid column 18.

Dans le dispositif de propulsion 26 représenté sur la fig. 2, la chambre de combustion 32 composée d'une enveloppe 28 et d'une paroi de délimitation 30 est maintenue par des éléments d'espacement 34 coaxialement dans un carter extérieur 36 présentant une surface latérale extérieure cylindrique 38 se raccordant, à l'extrémité arrière de vol A, à une tuyère de poussée 40. Lors de l'utilisation du dispositif de propulsion pour le lancement sans recul, par exemple de projectiles cinétiques ou de projectiles à charge creuse, le diamètre extérieur de l'enveloppe extérieure 38 correspond au calibre du dispositif de lancement. In the propulsion device 26 shown in FIG. 2, the combustion chamber 32 composed of an envelope 28 and a delimiting wall 30 is held by spacers 34 coaxially in an outer casing 36 having a cylindrical outer lateral surface 38 which is connected at the end rear of flight A, to a thrust nozzle 40. When using the propulsion device for launching without recoil, for example kinetic projectiles or projectiles with hollow charge, the external diameter of the external envelope 38 corresponds to caliber of the launching device.

La chambre de combustion 32 est de nouveau remplie d'une colonne 42 de propergol liquide monergolique et est obturée à son extrémité située à l'avant dans le sens de vol
A par deux membranes claquables 44, 46 et par une charge d'allumage solide intermédiaire 48. La chambre de combustion 32 est traversée par un tube de guidage de gaz 50 central qui est également obturé i I'extrémité avant de la chambre de combustion par des membranes claquables 44, 46 et par la charge d'allumage 48 et qui est ouvert à l'extrémité arrière de la chambre de combustion, vers la tuyère de poussée 40.The combustion chamber 32 is again filled with a column 42 of monergolic liquid propellant and is closed at its end located at the front in the direction of flight
A by two clickable membranes 44, 46 and by an intermediate solid ignition charge 48. The combustion chamber 32 is traversed by a central gas guide tube 50 which is also closed at the front end of the combustion chamber by clickable membranes 44, 46 and by the ignition charge 48 and which is open at the rear end of the combustion chamber, towards the thrust nozzle 40.

Pendant la combustion de la colonne de liquide 42, les gaz propulsifs chauds s'échappant de l'extrémité avant de la chambre de combustion sont amenés en partie directement dans le tube de guidage de gaz 50 central 50 traversant la colonne de liquide 42 et par ce tube à la chambre de combustion 40, tandis que la partie restante des gaz propulsifs quitte la chambre de combustion 32 par la sortie 52 située à l'avant dans le sens de vol A et rétrécie en forme de col pour revenir par le tronçon de canal annulaire 54 entre l'enveloppe 28 de la chambre de combustion et le carter extérieur 36 vers la tuyère de poussée 40 où cette partie des gaz, après s'être mélangée avec la partie des gaz propulsifs renvoyés dans le tube de guidage de gaz 50, se détend en produisant une poussée.Par les gaz propulsifs chauds revenant a la tuyère de poussée 40 suivant la direction longitudinale de la chambre de combustion, en opposition au sens du vol A, la colonne de liquide 42 est chauffée, d'une part de l'extérieur en passant par l'enveloppe 28 de la chambre de combustion et d'autre part de l'intérieur en passant par le tube central de guidage des gaz 50, localement jusqu'au-deld du point de réaction, de sorte que la colonne de liquide 42 brdle non seulement depuis l'extrémité avant de la chambre de combustion, mais également au niveau de surfaces de réaction supplémentaires, ce qui augmente la vitesse de combustion. During the combustion of the liquid column 42, the hot propellant gases escaping from the front end of the combustion chamber are partly supplied directly into the central gas guide tube 50 passing through the liquid column 42 and by this tube to the combustion chamber 40, while the remaining part of the propellant gases leaves the combustion chamber 32 by the outlet 52 located at the front in the flight direction A and narrowed in the form of a neck to return by the section of annular channel 54 between the casing 28 of the combustion chamber and the outer casing 36 towards the thrust nozzle 40 where this part of the gases, after having mixed with the part of the propellant gases returned to the gas guide tube 50 , relaxes producing a thrust. By the hot propellant gases returning to the thrust nozzle 40 in the longitudinal direction of the combustion chamber, in opposition to the direction of flight A, the liquid column 42 is heated, on the one hand of e outside passing through the casing 28 of the combustion chamber and on the other hand inside through the central gas guide tube 50, locally up to the point of the reaction point, so that the column liquid 42 burns not only from the front end of the combustion chamber, but also at additional reaction surfaces, which increases the rate of combustion.

Pour accroître encore davantage la vitesse de combustion, il est en outre prévu de former dans la zone de l'extrémité arrière de la chambre de combustion, dans l'enveloppe 28 de cette dernière, dans la paroi de délimitation 30 et dans le tube central de guidage de gaz 50, une série d'ouvertures d'étranglement 56 qui sont fermées par un atriau, par exemple sensible à la chaleur, tel qu'une ou plusieurs membranes non représentées en matière plastique fondant après l'allumage du dispositif de propulsion 26 sous l'action de la chaleur des gaz propulsifs chauds qui les longent-et dégageant ainsi les ouvertures d'étranglement 56, De ce fait, une quantité partielle limitée de propergol liquide est injectée, sous l'action des forces d'accélération élevées, en passant par les ouvertures d'étranglement 56 maintenant dégagées, dans le jet de gaz propulsifs chauds dans le tube de guidage du gaz 50 ou le tronçon de canal 54 et y réagit, ce qui permet une accélération supplémentaire contrôlée de la combustion.To further increase the combustion speed, it is further provided to form in the region of the rear end of the combustion chamber, in the casing 28 of the latter, in the boundary wall 30 and in the central tube. gas guide 50, a series of throttle openings 56 which are closed by a atrial, for example heat sensitive, such as one or more membranes not shown in plastic material melting after ignition of the propulsion device 26 under the action of the heat of the hot propellant gases which run along them and thus releasing the throttle openings 56, As a result, a limited partial quantity of liquid propellant is injected, under the action of the high acceleration forces , passing through the throttle openings 56 now released, in the jet of hot propellants in the gas guide tube 50 or the section of channel 54 and reacts thereto, which allows an additional controlled acceleration of the combustion.

Dans le but d'obtenir un déroulement contrôlé de la réaction, la colonne de liquide 42 est en outre, dans l'exem ple de réalisation de la fig. 2, subdivisée par une paroi annulaire coaxiale 58 en deux chambres parallèles de liquide 60 et 62 dont chacune réagit séparément. Cela assure, surtout dans le cas de colonnes de liquide ayant une section droite importante comparativement à la longueur axiale, une propagation dirigée du front de réaction dans les chambres de liquide 60, 62 allongées, parallèles et empêche que par suite de phénomènes de turbulence ou de rayonnement, la combustion se propage de façon incontrôlée dans la colonne de liquide et qui se produise, par exemple, une réaction explosive du liquide.Pour subdiviser encore davantage la colonne de liquide en un grand nombre de volumes de liquide de section à peu près égale, réagissant séparément, il est possible de monter dans la chambre de réaction 32 plusieurs parois annulaires coaxiales 58 et au choix ou de façon complémentaire des parois de séparation radiales réparties uniformément en direction circonférentielle. In order to obtain a controlled course of the reaction, the liquid column 42 is also, in the exemplary embodiment of FIG. 2, subdivided by a coaxial annular wall 58 into two parallel liquid chambers 60 and 62, each of which reacts separately. This ensures, especially in the case of liquid columns having a large cross section compared to the axial length, a directed propagation of the reaction front in the elongated, parallel liquid chambers 60, 62 and prevents that as a result of turbulence phenomena or radiation spreads uncontrollably through the liquid column, causing an explosive reaction of the liquid, for example. To further subdivide the liquid column into a large number of liquid volumes, approximately equal, reacting separately, it is possible to mount in the reaction chamber 32 several coaxial annular walls 58 and optionally or in addition to the radial partition walls distributed uniformly in the circumferential direction.

La fig. 3 représente un projectile cinétique 64 avec un dispositif de propulsion 66 conforme à l'invention, à faible durée de combustion. Le projectile 64 comprend une enveloppe extérieure 68 cylindrique se raccordant, à la pointe du projectile, à un carénage conique (ogive) 70 et à l'extrémité arrière du projectile à une tuyère de poussée 72. Dans la partie avant du projectile 68, séparée par une cloison 74 de la partie arrière, un barreau 78 constituant le projectile cinétique proprement dit, est disposé, avec une charge propulsive 80 située à l'extrémité arrière, à l'intérieur d'un tube de guidage 78 coaxial à l'axe du projectile, tandis que l'espace annulaire 82 situé entre le tube de guidage 78 et l'enveloppe extérieure 68 ou le carénage 70 sert à recevoir des dispositifs auxiliaires, par exemple le dispositif de guidage.Le diamètre extérieur de l'enveloppe extérieure 68 correspond de nouveau au calibre du dispositif de lancement du projectile. Le dispositif de propulsion 66 à faible durée de combustion, se trouvant dans la partie arrière du projectile, contient une chambre de combustion 92 disposée dans l'enveloppe extérieure 68, de manière à laisser subsister une section de canal annulaire 84, en passant par des éléments d'espacements 86, coaxialement à l'axe du projectile et à distance axiale de la cloison 74, cette chambre de combustion 92 étant formée d'une enveloppe 88 et d'une paroi de délimitation 90 et étant traversée par un tube de guidage de gaz 94 central ouvert en direction de la tuyère de poussée 72 t tandis qu'elle est fermée à l'extrémité avant par deux membranes claquables 96, 98 avec une charge d'allumage solide 100 intermédiaire.Jusque là, le dispositif de propulsion 66 présente la même structure de principe que le dispositif selon la fig. 2. Cependant, le dispositif de propulsion 66 ne comporte pas les ouvertures d'étranglement prévues à l1extrémité arrière de la chambre de combustion et ne présentent pas de parois de séparation pour subdiviser la chambré de combustion en plusieurs volumes de liquide parallèles réagissant séparément. Fig. 3 shows a kinetic projectile 64 with a propulsion device 66 according to the invention, with a short combustion time. The projectile 64 comprises a cylindrical outer casing 68 which is connected at the tip of the projectile to a conical fairing (warhead) 70 and at the rear end of the projectile to a thrust nozzle 72. In the front part of the projectile 68, separated by a partition 74 of the rear part, a bar 78 constituting the kinetic projectile proper, is disposed, with a propellant charge 80 located at the rear end, inside a guide tube 78 coaxial with the axis of the projectile, while the annular space 82 located between the guide tube 78 and the outer casing 68 or the fairing 70 is used to receive auxiliary devices, for example the guiding device. The outer diameter of the outer casing 68 again corresponds to the caliber of the projectile launching device. The propulsion device 66 with a short combustion time, located in the rear part of the projectile, contains a combustion chamber 92 disposed in the outer casing 68, so as to leave an annular channel section 84 passing through spacers 86, coaxial to the axis of the projectile and at an axial distance from the partition 74, this combustion chamber 92 being formed by an envelope 88 and a delimiting wall 90 and being traversed by a guide tube central gas 94 open towards the thrust nozzle 72 t while it is closed at the front end by two clickable membranes 96, 98 with a solid ignition charge 100 intermediate. Up to this point, the propulsion device 66 has the same basic structure as the device according to FIG. 2. However, the propulsion device 66 does not have the throttle openings provided at the rear end of the combustion chamber and do not have dividing walls for dividing the combustion chamber into several parallel volumes of liquid reacting separately.

Pour contrôler la réaction, la chambre de combustion 92 selon la fig. 2 est cependant remplie d'une pièce de mousse de carbone 102 présentant une structure à cellules ouvertes et imprégnée par le propergol monergolique. La mousse de carbone possède une grande capacité pour le propergol liquide et son poids ne s'élève qu'à environ 5% du poids de la quantité de liquide absorbé. Par la structure à cellules ouvertes de-la pièce de mousse de carbone 102, on obtient une combustion contrôlée du propergol liquide, à partir de l'extrémité avant de la chambre de combustion et Eventuel- lement à partir de surfaces de réaction supplémentaires crées par l'effet d'échange de chaleur avec les gaz propul sifs chauds, et on empêche une réaction incontrôlée a la manière d'une explosion de la réserve de propergol stockée dans la chambre de combustion 92. To control the reaction, the combustion chamber 92 according to FIG. 2 is however filled with a piece of carbon foam 102 having an open cell structure and impregnated with the monergolic propellant. Carbon foam has a large capacity for liquid propellant and its weight is only about 5% of the weight of the amount of liquid absorbed. The open cell structure of the piece of carbon foam 102 provides controlled combustion of the liquid propellant from the front end of the combustion chamber and possibly from additional reaction surfaces created by the effect of heat exchange with the hot propellant gases, and an uncontrolled reaction is prevented in the manner of an explosion of the propellant reserve stored in the combustion chamber 92.

Claims

1. A propulsion device with a short combustion time and a high power density, in particular for kinetic projectiles, comprising a reserve of liquid propellant burning in a combustion chamber followed by a thrust nozzle, characterized in that the reserve of liquid propellant is stored in the manner of a liquid column (18, 42) directly in the combustion chamber (4, 32, 92), that the liquid column is supported by a delimiting wall (8, 30 , 90) at the end of the combustion chamber located at the rear in the flight direction (A) and that a return channel (10, 12, 50, 52, 54, 84, 94) leading from the The front end of the combustion chamber towards the thrust nozzle (14, 16, 40, 72) is intended for hot propellant gases escaping during the combustion of the liquid column.

2. Propulsion device according to claim 1, characterized in that the liquid column (18, 42) stored in the combustion chamber (4, 32, 92) is constituted by a monergolic liquid propellant.

3. Propulsion device according to claim 1 or 2, characterized in that the liquid column (18, 42) is delimited at the front end of the combustion chamber by one or more clickable membranes (20, 22, 4t , 46, 96, 98) bursting during ignition.

4. Propulsion device according to any one of the preceding claims, characterized in that it comprises an ignition charge (24, 48, 100) disposed at the front end of the combustion chamber and separated from the column liquid (18, 42) by a clickable membrane (22, 46, 96).

5. Propulsion device according to any one of the preceding claims, characterized in that the deflection channel (10, 12, 50, 52, 54, 84, 94) has one or more channel sections (50, 54, 84, 94) extending in the longitudinal direction of the liquid column (18, 42) and directly adjacent to the latter.

6. Propulsion device according to claim 5, characterized in that several throttle openings (56) closed until ignition and allowing a limited liquid outlet in the hot propellants are formed in the boundary walls ( 28 D 30) between the liquid column (42) and the channel sections (50e 54, 84, 94) contiguous to the latter, in the region of the rear end of the combustion chamber.

7. Propulsion device according to claim 6, characterized in that the throttle openings (56) are closed by a membrane capable of being destroyed under the action of the heat of the propellant gases.

8. Propulsion device according to any one of claims 5, 6, 7, characterized in that the deflection channel (10, 12, 50, 52, 54, 84, 94) contains a channel section (54, 84) annular, extending between an outer casing (38, 68) and the liquid column (42) in the longitudinal direction of the combustion chamber (32, 92).

9. Propulsion device according to any one of claims 5 to 8, characterized in that the deflection channel (10, 12, 50, 52, 54, 84, 94) contains one or more gas guide tubes ( 50, 94) passing through the liquid column (42) from the front end of the combustion chamber towards the rear end, on the thrust nozzle side, of this chamber.

10. Propulsion device according to any one of the preceding claims, characterized in that for the purpose of controlling the rate of combustion, the liquid column contains chemical additives and / or solid parts (102), for example carbon foam.

11, propulsion device according to any one of the preceding claims, characterized in that for the purpose of combustion control, the cross section of the liquid column (18, 42) is small compared to the axial length of this column and / or in the case of lssn monergolic system, the liquid column (42) is subdivided into several parallel liquid volumes (60, 62).