FR2599428A1

FR2599428A1 - Dispositif de propulsion combine pour aeronefs, en particulier pour avions spatiaux.

Info

Publication number: FR2599428A1
Application number: FR8707374A
Authority: FR
Inventors: Gunther Schmidt
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1986-05-28
Filing date: 1987-05-26
Publication date: 1987-12-04
Anticipated expiration: 2007-05-26
Also published as: GB2190964A; DE3617915C1; FR2599428B1; GB8712602D0

Abstract

DISPOSITIF DE PROPULSION COMBINE POUR AERONEFS POUVANT EVOLUER DANS L'ATMOSPHERE ET DANS L'ESPACE, EN PARTICULIER POUR AVIONS SPATIAUX. LE TURBOREACTEUR ET LE STATOREACTEUR SONT REUNIS EN UN REACTEUR INTEGRAL4 COMPORTANT UN CANAL D'ECOULEMENT COMMUN; ENTRE L'ENTREE DU PROPULSEUR ET LE DISPOSITIF D'INJECTION DE CARBURANT23 EST PLACE UN COMPRESSEUR BASSE PRESSION22 ENTRAINE PAR LA MEME TURBINE10 QUE LES GROUPES D'ALIMENTATION EN CARBURANT12 ET EN OXYDANT14 DU PROPULSEUR-FUSEE2 ET UN RADIATEUR20, PARCOURU PAR LE CARBURANT LIQUIDE ET RECEVANT AU MOINS UNE PARTIE DE L'AIR PRELEVE A L'ATMOSPHERE, EST DISPOSE DANS LE REACTEUR4 EN AMONT DU COMPRESSEUR22.

Description

Dispositif de propulsion combiné pour aéronefs, en

particulier pour avions spatiaux.

L'invention se rapporte à un dispositif de 5 propulsion combiné pour aéronefs pouvant évoluer dans l'atmosphère et dans l'espace, en particulier pour avions spatiaux, constitué par un propulseur-fusée fonctionnant avec un carburant liquide et avec un oxydant liquide et/ou gazeux, par un statoréacteur 10 entourant le propulseur-fusée et comprenant une entrée, qui agit en tant que compresseur dans le domaine supersonique, un dispositif d'injection de carburant placé en aval de l'entrée du propulseur et une tuyère à expansion combinant les gaz de combustion des deux 15 propulseurs, ainsi que par un turboréacteur supplémentaire. Par la demande de brevet allemand 10.25.681, on connaît deux dispositifs de propulsion combiné différents qui sont formés, d'une part, par intégration 20 d'un propulseur-fusée à carburant liquide dans un turboréacteur (figures 1, 2) et, d'autre part, par intégration d'un propulseur-fusée à carburant liquide dans un statoréaeteur (figure 3). Les gaz d'éjection de la fusée et du réacteur à chaque fois considéré sont réunis dans une grande tuyère de poussée commune (2, 5 22). On vise ainsi à augmenter en cas de besoin la puissance du réacteur par branchement du propulseurfusée. En pareil cas, le réacteur constitue le propulseur principal et la fusée -le propulseur auxiliaire. Il est également fait état d'un dispositif de

propulsion composite qui comprend un turboréacteur, un statoréacteur et une fusée, la fusée auxiliaire étant installée dans l'enceinte d'un propulseur principal.

Aucune indication n'est cependant donnée sur la manière 15 dont les trois types de propulseur doivent être réunis structurellement. Un projet qui, en aéronautique comme en astronautique, prend actuellement de plus en plus d'importance à l'échelle mondiale, est ledit avion 20 spatial. Celui- ci réunit les caractéristiques d'un avion aérodynamique et d'une fusée porteuse. Il peut donc décoller et atterrir horizontalement comme un avion normal sur des terrains d'atterrissage usuels. il est, en outre, en mesure d'atteindre des vitesses et des 25 rayons d'action suffisamment grands pour pouvoir quitter l'atmosphère à la manière d'une fusée et se placer sur une orbite. La réalisation d'un tel projet dépend en grande partie du choix d'un dispositif de propulsion approprié qui doit fonctionner de façon optimale aussi 30 bien à la pression atmosphérique que dans le vide et permettre des plages de vitesses allant jusqu'à Ma = 12 et plus. En ce qui concerne la charge utile, le rayon d'action, l'autonomie, etc., il convient, en pareil cas, de tenir compte que le dispositif de propulsion doit être compact et léger et fonctionner avec une consommation de carburant minimale dans toutes les conditions. Le dispositif de propulsion combiné (trois 5 modes de propulsion) publié dans la demande de brevet

allemand 10.25.681 convient en principe pour une telle mission, bien qu'il soit conçu pour d'autres objectifs.

Pour sa réalisation, il manque cependant un concept

technique utilisable.

L'invention a par conséquent pour objet de perfectionner le dispositif de propulsion connu par la demande de brevet allemand 10.25.681 avec propulseurfusée, statoréacteur et turboréacteur, de manière à obtenir une unité propulsive qui soit aussi simple, 15 robuste, compacte et légère que possible et qui puisse en particulier être utilisée dans des avions dits spatiaux. Ce résultat est atteint selon l'invention par le fait que le turboréacteur et le statoréacteur sont 20 réunis en un réacteur intégral qui comporte un canal d'écoulement commun aux deux types de réacteurs, qu'entre l'entrée du propulseur et le dispositif d'injection de carburant est installé un compresseur axial basse pression qui peut être branché à volonté et 25 qui est entraîné par la même turbine que les groupes d'alimentation en carburant et en oxydant du propulseur-fusée et dont les aubages peuvent être pivotés dans une position opposant le moins de résistance possible a l'écoulement et qu'un 30 radiateur, parcouru par le carburant liquide et recevant au moins une partie de l'air prélevé à l'atmosphère, est placé à l'intérieur du réacteur en amont du compresseur

axial basse pression.

Le dispositif de propulsion combiné se compose 35 donc d'un propulseurfusée complet avec tuyère de poussée et d'un réacteur qui entoure le propulseurfusée. Du point de vue de sa construction, le réacteur constitue une intégration coaxiale du turboréacteur dans le statoréacteur. Comme il n'existe qu'un seul canal 5 d'écoulement, le réacteur est doté d'un compresseur axial basse pression qui peut être branché à volonté et dont les aubages peuvent être pivotés dans une position inactive lors du fonctionnement en statoréacteur. Pour son entraînement, le compresseur axial basse pression 10 est accouplé au propulseur-fusée, c'est-à-dire qu'il est mis en rotation par la même turbine que les groupes d'alimentation en carburant et en oxydant du propulseur-fusée. Il va de soi qu'un train d'engrenages pour l'ajustement de la vitesse de rotation ainsi qu'un 15 accouplement pour la transmission de la puissance et son interruption, doivent être disposés entre la turbine et le compresseur. Les étages de turbine, montés en aval et autrement nécessaires pour les turboréacteurs, ne sont plus prévus ici pour l'entraînement du compresseur. Pour 20 faciliter le travail du compresseur, il est prévu de précomprimer au moins une partie de l'air atmosphérique au moyen d'un radiateur qui est parcouru par le

carburant liquide froid.

Selon une caractéristique avantageuse de 25 l'invention, le propulseurfusée peut être réalisé sous

la forme d'un propulseur à simple flux ou à double flux.

Selon une autre particularité de l'invention, un compresseur haute pression, dont la sortie est raccordée de façon obturable à la chambre de combustion 30 de la fusée, est installé dans la zone du moyeu du compresseur axial basse pression et un radiateur, parcouru par le carburant, est prévu dans l'entrée du

compresseur haute pression.

Par conséquent, il est possible de réaliser le propulseur-fusée aussi bien sous la forme d'un propulseur à simple flux que sous la forme d'un propulseur à double flux, un compresseur haute pression, pouvant être raccordé à la chambre de combustion de la 5 fusée et muni d'un radiateur, pouvant être prévu dans le second cas. De ce fait - en vue d'6conomiser encore du carburant -, le propulseur-fus6e dans l'atmosphère peut fonctionner avec l'air ambiant en tant qu'oxydant gazeux. L'invention sera mieux comprise à l'aide de la

description de modes de réalisation pris comme exemples, mais non limitatifs, et illustrés par le dessin annexé

qui représente schématiquement: Figure 1 - une coupe médiane longitudinale 15 d'un dispositif de propulsion combiné avec propulseurfusée à simple flux; Figure 2 - une coupe m&diane longitudinale d'un dispositif de propulsion combiné avec propulseurfusée à double flux; Figure 3 - une coupe médiane longitudinale d'un dispositif de propulsion combin6 avec propulseurfusée à double flux ainsi qu'avec un compresseur haute pression pour le fonctionnement de la fusée avec l'air

ambiant en tant qu'oxydant.

Le dispositif de propulsion combin6 1 représenté à la figure 1 est équipé d'un propulseurfusée 2 du type à simple flux. Dans celui-ci, le carburant, ici de l'hydrogène liquide, est partiellement brûlé dans la chambre de précombustion 7 avec défaut 30 d'oxygène, puis complètement brûlé dans la chambre de combustion 5 de la fusée. Les gaz sortant de la chambre de précombustion 7 entraînent la turbine 10 qui est raccordée à la pompe 12 à hydrogène liquide et à la pompe 14 à oxygène liquide par l'intermédiaire d'arbres et de trains d'engrenages. Par ailleurs, la turbine 1O entraîne, en cas de besoin, le compresseur axial basse pression 22 par l'intermédiaire d'un accouplement amovible 18. Entre l'accouplement 18 et le 5 compresseur 22 est installé un réducteur non représenté qui abaisse la vitesse de rotation élevée de la turbine à la faible vitesse de rotation nécessaire de la soufflante. L'air aspiré par le compresseur axial basse pression traverse- un radiateur 20 à travers lequel 10 s'écoule le carburant liquide froid. Cela a pour effet d'augmenter la densité de l'air et d'améliorer la puissance du compresseur. L'air gagne ensuite le dispositif d'injection de carburant 23, est mélangé à H2 et enflammé, la poussée du propulseur étant produite 15 dans la tuyère à expansion 24. En cas de fonctionnement simultané du propulseur-fusée 2 et du réacteur 4, leurs

gaz brûlés se mélangent dans la tuyère à expansion 24.

Dans cette figure airnsi que dans les autres figures, on n'a pas représenté la conception de l'entrée 20 du propulseur sous la forme d'un compresseur supersonique. Les géométries nécessaires à cet effet

sont généralement connues.

La figure 2 représente un autre mode de réalisation. Le propulseur-fusée 3 est ici du type à 25 double flux, c'est-à-dire qu'une partie des gaz de combustion produits en régime fusée ne s'écoule ni par la chambre de combustion 6 de la fusée, ni par la tuyère de poussée de celle-ci. L'entrainement de la pompe 15 à oxygène liquide et de la pompe 13 à hydrogène liquide 30 s'effectue en effet au moyen d'une turbine 11 qui reçoit ses gaz propulseurs d'un générateur de gaz séparé 8. A la sortie de la turbine 11, ces gaz propulseurs sont mélangés au courant d'air du réacteur 4. Dans la branche d'entraînement allant à la pompe 13 à hydrogène liquide, on a encore représenté un train d'engrenages 17. On peut voir que la turbine 11 est ici aussi raccordée au compresseur axial basse pression 22, le train d'engrenages et l'accouplement ne sont pas 5 représent&s par souci de clarté. La structure du réacteur 4 correspond pour l'essentiel à celle de la

figure 1.

Le dispositif de propulsion combiné 1 illustré à la figure 3 comporte aussi un propulseur-fusée 3 du 10 type à double flux. La turbine 11 de ce propulseur, en plus des pompes 13 et 15 et du compresseur axial basse pression 22, entraîne également un compresseur haute pression 19 par l'intermédiaire d'un train d'engrenages 16. La sortie de ce compresseur est reliée à la chambre 15 de combustion 6 de la fusée par un conduit obturable. A l'entrée du compresseur haute pression 19 est installé un radiateur 21 parcouru par du carburant. De cette façon, il est possible de faire fonctionner le propulseur-fusée 3 dans l'atmosphère avec de l'air 20 ambiant fortement sous-refroidi, mais encore gazeux

comme oxydant. On économise ainsi de l'oxygène liquide qui est nécessaire pour le fonctionnement dans le vide.

A la sortie de l'atmosphère, il suffit de commuter sur l'oxygène liquide. En pareil cas, il est préférable de 25 désaccoupler le compresseur haute pression 19 de la

turbine au moyen d'un accouplement - non représenté -.

Claims

REVENDICATIONS

1. Dispositif de propulsion combiné pour aéronefs pouvant &voluer dans l'atmosphère et dans l'espace, en particulier pour avions spatiaux, constitu6 5 par un propulseur-fusée fonctionnant avec un carburant liquide et avec un oxydant liquide et/ou gazeux, par un statoréacteur entourant le propulseur-fusée et comprenant une entrée, qui agit en tant que compresseur dans le domaine supersonique, un dispositif d'injection 10 de carburant placé en aval de l'entrée du propulseur et une tuyère a expansion combinant les gaz de combustion des deux propulseurs, ainsi que par un turboréacteur supplémentaire, caractérise par le fait que le turboréacteur et le statoréacteur sont réunis en un 15 réacteur intégral (4) qui comporte un canal d'écoulement commun aux deux types de réacteurs, qu'entre l'entrée du propulseur et le dispositif d'injection de carburant (23) est installé un compresseur axial basse pression (22) qui peut être branché à volonté et qui est entraîné 20 par la même turbine (10,11) que les groupes d'alimentation en carburant (12,13) et en oxydant (14,15) du propulseur-fusée (2,3) et dont les aubages peuvent être pivotés dans une position opposant le moins de résistance possible a l'écoulement et qu'un 25 radiateur (20,21), parcouru par le carburant liquide et recevant au moins une partie de l'air prélevé à l'atmosphère, est placé à l'intérieur du réacteur (4) en

amont du compresseur axial basse pression (22).

2. Dispositif de propulsion combiné selon la 30 revendication 1, caract6risé par le fait que le propulseur-fusée (2) est réalisé sous la forme d'un

propulseur à simple flux.

3. Dispositif de propulsion combiné selon la revendication 1, caractérisé par le fait que le propulseur-fusée (3) est réalisé sous la forme d'un

propulseur à double flux.

4. Dispositif de propulsion combiné selon la revendication 3, caractérisé par le fait qu'un compresseur haute pression (19), dont la sortie est raccordée de façon obturable à la chambre de combustion (6) de la fusée, est installé dans la zone du moyeu du compresseur axial basse pression (22), et qu'un 10 radiateur (21), parcouru par le carburant, est prévu

dans l'entrée du compresseur haute pression (19).