FR2649757A1 - Vehicule, moteur a turbine a gaz, procede pour le faire demarrer et missile - Google Patents
Vehicule, moteur a turbine a gaz, procede pour le faire demarrer et missile Download PDFInfo
- Publication number
- FR2649757A1 FR2649757A1 FR9008551A FR9008551A FR2649757A1 FR 2649757 A1 FR2649757 A1 FR 2649757A1 FR 9008551 A FR9008551 A FR 9008551A FR 9008551 A FR9008551 A FR 9008551A FR 2649757 A1 FR2649757 A1 FR 2649757A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- engine
- gas
- missile
- exhaust
- gas turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
- F02K9/78—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with an air-breathing jet-propulsion plant
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/26—Starting; Ignition
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/26—Starting; Ignition
- F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
- F02C7/27—Fluid drives
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
L'invention concerne un procédé et un dispositif pour lancer et faire voler un missile. On élimine le poids d'une cartouche de démarrage dans un missile 10 de croisière du type comportant une fusée d'appoint 60 et une turbine à gaz 12 produisant une poussée de croisière en plaçant la sortie 62 de gaz du moteur-fusée 60 dans une canalisation 64 en aval de l'échappement 20 du moteur à turbine afin que le fonctionnement de la fusée 60, pour amorcer le vol du missile 10, par éjection, aspire suffisamment d'air à travers le moteur 12 pour l'accélérer à sa vitesse de démarrage. Domaine d'application : propulsion de missiles, etc.
Description
L'invention concerne des missiles, tels que des
missiles de croisière, et plus particulièrement l'intégra-
tion des moteurs d'appoint et de croisière communément
utilisés sur de tels missiles.
La demande de brevet des Etats-Unis d'Amérique N 263 397, déposée le 27 octobre 1988 au nom de Jones et Weber sous le titre "Sustainer Propulsion System", décrit un missile comprenant un moteur de croisière. Le moteur de croisière est une turbine a gaz produisant une poussée qui est utilisée pour maintenir le vol du missile. Cependant, pour lancer en vol le missile, il est courant d'utiliser un moteur-fusée pour produire une propulsion suffisante à cet effet. Habituellement, le moteur-fusée est un moteur-fusée
à combustible solide.
Pour lancer le missile, le moteur-fusée est allumé et, en même temps ou peu après, le moteur à turbine à gaz est de la même manière mis en marche pour produire une poussée suffisante au maintien en vol du missile jusqu'à sa cible. Dans le cas habituel, un dispositif pyrotechnique tel qu'une cartouche classique de démarrage est utilisé pour déclencher la mise en marche du moteur à turbine à gaz. Habituellement, la cartouche de démarrage est allumée pour générer un gaz sous pression et ce gaz sous pression est dirigé vers le compresseur ou la roue de turbine, ou les deux, afin d'accélérer le rotor du moteur jusqu'à une vitesse à laquelle son fonctionnement peut être
auto-entretenu, souvent 15 ou 20 % de la vitesse nominale.
A ce moment, du combustible est admis à la chambre de combustion du moteur et une combustion entretenue se produit pour maintenir le moteur en fonctionnement et provoquer une autre accélération jusqu'à la vitesse nominale. Classiquement, ceci exige l'addition d'un jeu de buses pour introduire les gaz provenant de la cartouche de démarrage dans la turbine à gaz, ces buses s'ajoutant à la buse au moyen de laquelle les gaz de combustion générés dans la chambre de combustion du moteur sont diriges contre
la roue de la turbine.
Dans presque toutes les applications d'une turbine à gaz, il est souhaitable que la complexité des éléments soit minimisée pour réduire le coût de fabrica- tion, minimiser la fréquence des pannes, augmenter la facilité d'entretien, etc. Lorsque la turbine à gaz est utilisée dans un environnement aéroporté tel qu'un missile de croisière, on souhaite en outre que le poids du système soit minimisé pour que la charge utile, la portée, etc.,
soient maximisées.
L'invention vise à atteindre ces objectifs.
Un objet principal de l'invention est de fournir un système de véhicule nouveau et perfectionné tel qu'un missile de croisière. Un autre objet de l'invention est de fournir un système de démarrage perfectionné pour des moteurs à turbine à gaz. Un autre objet de l'invention est de fournir un procédé de démarrage d'un moteur à turbine à gaz et un autre objet de l'invention est de fournir un procédé de mise en marche d'un missile tel qu'un
missile de croisière.
Conformément à un premier aspect de l'inven-
tion, il est proposé un véhicule qui comprend un corps de
véhicule. Un moteur à turbine à gaz est disposé à l'inté-
rieur du corps du véhicule et comprend une entrée d'air, un rotor et un échappement par lequel un gaz peut être expulsé pour produire une poussée et propulser ainsi le corps du
véhicule. Un moteur-fusée est également disposé à l'inté-
rieur du corps du véhicule et comporte une sortie de gaz destinée à des gaz de production d'une poussée pour produire une poussée et propulser ainsi le corps du véhicule. La sortie de gaz est raccordée à la turbine à gaz afin que le fonctionnement de la fusée fasse tourner en
moulinet le rotor pour l'accélérer à une vitesse auto-
entretenue afin que la fusée puisse être utilisée pour déclencher le propulsion du véhicule en même temps que le moteur à turbine a gaz est mis en marche pour entretenir la propulsion du véhicule. Cet aspect de l'invention élimine la nécessité d'une cartouche de démarrage séparée et des buses associées pour la turbine à gaz en utilisant des gaz provenant du moteur-fusée à la fois pour le démarrage du moteur à turbine à gaz et pour produire la propulsion du
corps du véhicule.
Dans une forme avantageuse de réalisation de
l'invention, le véhicule est un missile.
Selon une forme de réalisation de l'invention, la sortie de gaz et l'échappement sont raccordés entre eux et sont réalisés et agencés de façon que le fonctionnement du moteur-fusée provoque un refoulement d'air à travers l'entrée du moteur à turbine pour faire tourner en moulinet
le rotor.
Conformément à cet aspect de l'invention, le véhicule peut comporter une tuyère d'échappement et l'un des éléments constitués par l'échappement et la sortie est raccordé à la tuyère d'échappement et l'autre de ces
éléments est disposé à l'intérieur de la tuyère d'échappe-
ment. Dans une forme particulièrement avantageuse de
réalisation de l'invention, la sortie de gaz du moteur-
fusée est disposée à l'intérieur de la tuyère d'échappe-
ment. L'invention comprend aussi l'utilisation d'une chambre de combustion pour le moteur à turbine à gaz en même temps qu'un tube de propagation de flamme s'étendant du moteur-fusee jusqu'à la chambre de combustion pour constituer un moyen d'allumage du combustible dans la
chambre de combustion.
Selon un autre aspect de l'invention, il est
proposé un moteur à turbine à gaz qui comprend un compres-
seur rotatif auquel une roue à turbine est reliée pour
l'entraîner. Une entrée d'air est prévue pour le compres-
seur et un échappement des gaz de combustion partant de la roue à turbine est également prévu. Une chambre de combustion destinée à recevoir de l'air provenant du compresseur et un combustible provenant d'une source de combustible et à brûler le combustible pour produire des gaz de combustion afin d'entraîner la turbine, est de la même manière prévue. Un éjecteur ou éducteur est placé dans l'échappement et des moyens sont prévus pour alimenter en gaz sous pression cet éjecteur afin que le gaz sous pression passant dans l'éjecteur engendre une pression relativement plus basse dans l'échappement pour que de l'air pénètre dans la turbine à gaz en passant par l'entrée et s'écoule vers l'échappement et accélère le compresseur et la roue de la turbine afin que la turbine à gaz puisse
être mise en marche.
Dans une forme particulièrement avantageuse de réalisation de l'invention, les moyens d'alimentation comprennent un dispositif générant un gaz de combustible
solide.
Conformément à cet aspect de l'invention, la construction de la turbine à gaz est simplifiée car on n'a pas besoin de buse spéciale pour diriger un gaz sous pression depuis une cartouche de démarrage ou analogue
contre des éléments en rotation de la turbine à gaz.
Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un procédé de démarrage d'un moteur à turbine à gaz, qui comprend les étapes consistant: a) à engendrer une pression relativement plus basse dans l'échappement du moteur de la turbine à gaz pour faire passer de l'air à travers le moteur afin d'accélérer celui-ci, b) à continuer l'étape a) jusqu'à ce que le moteur atteigne une vitesse prédéterminée, et c) à faire démarrer le moteur à la
vitesse prédéterminee.
Dans une forme de réalisation particulièrement avantageuse de l'invention, l'étape a) est effectuée par mise en place d'un éjecteur ou éducteur dans l'échappement
du moteur et distribution de gaz sous pression à l'éjec-
teur. Selon un autre aspect encore de l'invention, il est proposé un procédé de mise en marche d'un missile du type comportant un moteur de lancement ou d'appoint pour amorcer le vol et un moteur de poussée à turbine à gaz pour entretenir ou maintenir le vol. Le procédé comprend les étapes qui consistent: a) à déclencher la propulsion du missile en allumant le moteur-fusée, b) simultanément ou après, à utiliser au moins une partie du gaz généré par le moteur-fusee pour faire tourner en moulinet le moteur à turbine à gaz et l'accélérer jusqu'à une vitesse souhaitée, et c) lorsque la vitesse souhaitée est atteinte, à faire démarrer le moteur à turbine à gaz pour produire une
propulsion de croisière pour le missile.
L'invention sera décrite plus en détail en regard du dessin annexé à titre d'exemples nullement limitatifs et sur lequel:
- la figure 1 est une vue en coupe longitudi-
nale d'un missile réalisé conformément à l'invention; et
- la figure 2 est une vue en coupe longitudi-
nale d'une forme de réalisation modifiée du missile.
Un exemple de réalisation d'un missile réalisé conformément à l'invention est illustré sur la figure 1 et on voit qu'il comporte un corps de véhicule, illustré relativement schématiquement en 10. A l'intérieur du corps se trouve un moteur à turbine à gaz, désigné globalement en 12, produisant une poussée. Le corps 10 présente des orifices 14 d'admission d'air et au moins un orifice ou une buse d'échappement 16. Pour d'autres détails des orifices 14 et 16, on peut se référer à la demande N 263 397
précitée.
Le moteur 12 à turbine à gaz correspond globalement à celui décrit dans la demande de brevet des Etats-Unis d'Amérique N 065 528, déposée le 22 juin 1987 par Shekleton et collaborateurs. Il suffit d'indiquer, aux présentes fins, que ce moteur comprend une admission d'air 18 en communication de fluide avec les orifices 14 et un échappement 20 en communication de fluide avec l'orifice 16. Le moteur 12 comprend un rotor 22 dit monorotor, bien que d'autres formes de rotor puissent être utilisées comme souhaité. Dans la configuration illustrée en monorotor, le côté du rotor 22 faisant face à l'entrée 18 comprend des pales 24 de compresseur, tandis que le côté opposé du rotor 22 comprend des pales 26 de turbine pour définir une roue de turbine. Un prolongement 30 analogue à un arbre, s'étendant vers l'avant, du rotor 22 est reçu dans des paliers 32 montés dans un carénage 34 disposé à l'intérieur de l'admission 18 au moyen de bras 36. L'arbre 30 peut être accouplé a une pompe 38 à combustible qui fournit du combustible à une chambre annulaire 40 de combustion au
moyen d'injecteurs de combustible (non représentés).
Les pales 24 du compresseur refoulent radiale-
ment vers un diffuseur annulaire 42. De l'air comprimé est ensuite dirigé vers une chambre de tranquillisation 44 autour de la chambre annulaire 40 de combustion et entre dans celle-ci par des moyens bien connus pour produire la combustion du combustible à l'intérieur de la chambre annulaire 40 de combustion. Cette dernière comporte une sortie 50 vers un distributeur 52 de turbine qui entoure les pales 26. Le distributeur 52 dirige les gaz de combustion contre les pales 26 de façon à faire tourner le rotor 22 et donc les pales 24 pour produire de l'air comprimé à des fins utiles. La plus grande partie de l'énergie des gaz de combustion est cependant évacuée de l'échappement 20 vers l'orifice 16 pour produire une poussée suffisante pour entretenir le vol du corps 10 du missile. Une fusée 60 dite d'appoint est également disposée à l'intérieur du corps 10 du missile. La fusée d'appoint 60 est avantageusement du type à combustible solide et peut par ailleurs être d'une construction classique. Dans la forme de réalisation illustrée sur la figure 1, la fusée d'appoint 60 comporte une sortie 62 de gaz placée à l'intérieur d'une canalisation 64 qui s'étend de l'échappement 20 de la turbine jusqu'à l'orifice ou tuyère 16. On observera que la dimension de la sortie de gaz 62 est inférieure à la section transversale de la canalisation 64 au point d'aboutissement de la première, afin que des gaz puissent s'écouler autour de la sortie 62
de gaz après être sortis de l'échappement 20 de la turbine.
De plus, un petit tube 66 s'étend du moteur-
fusée 60 jusqu'à l'intérieur de la chambre de combustion
40. Le tube 66 est un tube de propagation de flamme.
Une forme de réalisation similaire est illustrée sur la figure 2. Cependant, ici, au lieu d'utiliser un ou plusieurs orifices 16 qui sortent du côté
du corps 10 du véhicule, on utilise une tuyère d'échappe-
ment 80 disposée centralement et s'étendant vers l'arrière.
De plus, la fusée 60 peut être réalisée de façon à présenter une ouverture centrale 82 pour s'ajuster autour
de la canalisation d'échappement 84 s'étendant de l'échap-
pement 20 du moteur 12 jusqu'à la tuyère 80. En tous autres points, les deux formes de réalisation peuvent être identiques. En fonctionnement, le missile est lancé par mise à feu de la fusée 60 à combustible solide, et un gaz sous pression passe par la sortie 62 de gaz vers la tuyère 16 ou 80 d'échappement. Le dimensionnement de la sortie 62 de gaz par rapport à la canalisation 64, 84 forme un
éjecteur ou éducteur à l'intérieur du passage d!échappe-
ment. En consequence, une zone à basse pression est engendrée autour de la sortie 62 de gaz lorsqu'un gaz sous
pression en sort.
Par suite, de l'air provenant de l'extérieur du corps 10 du missile entre dans les orifices 14 et s'écoule à travers le moteur 12 vers la zone de basse pression
engendrée par le fonctionnement de la fusée 60 à combus-
tible solide. Cet écoulement d'air à travers le moteur 12
fait tourner en moulinet et accélère le rotor 22.
Lorsque le rotor 22 a accéléré à une vitesse d'auto-entretien, habituellement 15 à 20 % de la vitesse nominale, on peut mettre en oeuvre un procédé classique de
démarrage pour le moteur 12.
Il est évident que pendant le fonctionnement initial du moteur-fusée 60, une poussée suffisante est produite à la tuyère d'échappement 16, 80 pour mettre en vol le corps 10 du missile. Ensuite, le démarrage du moteur 12 produit une poussée suffisante pour maintenir ce vol. L'allumage du combustible à l'intérieur de la
chambre 40 de combustion peut être réalisé sans l'utilisa-
tion d'un allumeur sépare, du fait de la propagation d'une flamme de la fusée 60 à combustible solide jusqu'à la chambre 40 de combustion en passant par le tube 66 de
propagation de flamme.
Un certain nombre d'avantages découlent de ce qui précède. Grâce à l'utilisation d'une éjection ou éduction pour engendrer la zone à basse pression en aval du moteur 12, on n'a pas besoin de réaliser de moyens spéciaux pour mettre en marche les buses à l'intérieur du moteur proprement dit. Autrement dit, le moteur peut être simplifié par le fait qu'il n'a besoin que du distributeur 52 pour diriger des gaz de combustion provenant de la chambre 40 de combustion contre le rotor 22. L'utilisation du tube 66 de propagation de flamme élimine aussi la
nécessité d'un ou plusieurs allumeurs séparés.
De plus, l'utilisation unique de la fusée 60 d'appoint ou de propulsion en tant que moyen faisant tourner en moulinet le rotor 22 et l'accélérant à des fins de mise en marche permet de supprimer des cartouches de démarrage, nécessaires jusqu'à présent pour un moteur tel que le moteur 12, tout en maintenant leur fonction. Comme précédemment, on obtient une simplification et, en fait, une réduction de poids qui permet d'augmenter la charge
utile et/ou la portée.
Il va de soi que de nombreuses modifications peuvent être apportées au véhicule et au procédé décrits et
représentés sans sortir du cadre de l'invention.
Claims (17)
1. Véhicule, caractérisé en ce qu'il comporte un corps (10) de véhicule, un moteur (12) à turbine à gaz à l'intérieur du corps de véhicule et comprenant une entrée d'air (18), un rotor (22) et un échappement (20) par lequel un gaz peut être expulsé pour produire une poussée et ainsi propulser le corps du véhicule, et un moteur (60) à combustible solide, produisant une poussée, à l'intérieur du corps et comportant une sortie (62) de gaz pour des gaz de production de poussée destinés à produire une poussée et
ainsi propulser le véhicule, la sortie de gaz et l'échappe-
ment étant reliés et réalisés et agencés afin que le fonctionnement du moteur à combustible solide provoque une éjection d'air à travers ladite entrée pour faire tourner en moulinet le rotor et l'accélérer jusqu'à une vitesse d'auto-entretien, le moteur à combustible solide pouvant ainsi être utilisé pour amorcer la propulsion du véhicule pendant le démarrage du moteur à turbine à gaz pour
maintenir la propulsion du véhicule.
2. Véhicule selon la revendication 1, carac-
térisé en ce qu'il comporte une tuyère (16) d'échappement et l'un des éléments constitués par l'échappement et la sortie est relié à cette tuyère d'échappement et l'autre de
ces éléments est à l'intérieur de la tuyère d'échappement.
3. Véhicule selon la revendication 2, carac-
térisé en ce que la sortie de gaz est à l'intérieur de la tuyère.
4. Véhicule selon la revendication 1, carac-
térisé en ce que la turbine à gaz comprend une chambre (40) de combustion et en ce qu'il comporte en outre un tube (66) de propagation de flamme s'étendant du moteur à combustible
solide jusqu'à la chambre de combustion.
5. Moteur à turbine à gaz, caractérisé en ce qu'il comporte un compresseur rotatif (22), une roue (26) de turbine reliée au compresseur pour l'entrainer, une entrée d'air (18) pour le compresseur, un échappement (20) de gaz de combustion partant de la roue de la turbine, une chambre (40) de combustion destinée à recevoir de l'air provenant du compresseur et un combustible provenant d'une source de combustible et a brûler le combustible pour produire des gaz de combustion destinés à entraîner la roue de turbine, un éjecteur (62, 64 ou 84) dans l'échappement, et des moyens (60) destinés à alimenter en gaz sous pression cet éjecteur, de manière qu'un gaz sous pression
circulant dans l'éjecteur engendre une pression relative-
ment inférieure dans l'échappement afin que de l'air entre dans la turbine à gaz à travers l'entrée et s'écoule vers l'échappement et accélère le compresseur et la roue de turbine pour que la turbine à gaz puisse être démarrée à
une vitesse d'auto-entretien.
6. Turbine à gaz selon la revendication 5,
caractérisée en ce que les moyens d'alimentation compren-
nent un dispositif (60) générant un gaz à partir d'un
combustible solide.
7. Turbine à gaz selon la revendication 5,
caractérisée en ce que les moyens d'alimentation compren-
nent un moteur-fusee (60) à combustible solide et la turbine à gaz est une turbine (12) de production de poussee.
8. Missile de croisière comprenant un corps de
missile ayant une sortie de gaz de propulsion et carac-
térisé en ce qu'il comporte la turbine à gaz selon la revendication 7 montée dans le corps, l'échappement et
l'éjecteur étant reliés à la sortie afin que le moteur-
fusée puisse amorcer le vol du missile tout en accélérant la turbine à gaz afin que celle-ci puisse être démarrée pour fournir une poussée entretenue pour la propulsion du missile.
9. Procéde pour faire démarrer un moteur (12) à turbine à gaz, caractérisé en ce qu'il consiste: a) à engendrer une pression relativement inférieure dans l'échappement (20) du moteur pour amener de
l'air à passer à travers le moteur afin d'accélérer celui-
ci; b) à continuer l'étape a) jusqu'à ce que le moteur atteigne une vitesse prédéterminée; et c) à faire démarrer le moteur à ladite vitesse prédéterminée.
10. Procédé selon la.revendication 9, carac-
térisé en ce que l'étape a) est exécutée en a-l) plaçant un éjecteur (62, 64 ou 84) dans l'échappement du moteur et
a-2) distribuant un gaz sous pression à cet éjecteur.
11. Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce que l'étape a-2) est effectuée par génération d'un gaz à l'aide d'un dispositif à combustible solide.
12. Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce que l'étape a-2) est effectuée par la génération d'un gaz à l'aide d'un moteur-fusée (60) à
combustible solide.
13. Véhicule, caractérisé en ce qu'il comporte un corps (10) de véhicule, un moteur (12) à turbine à gaz à l'intérieur du corps du véhicule, comprenant une entrée d'air (18), un rotor (22), un échappement (20) par lequel un gaz peut être expulsé pour produire une poussée et propulser ainsi le corps du véhicule, et un moteur-fusée (60) à l'intérieur du corps et comprenant une sortie (62) de gaz pour des gaz de production d'une poussée destinés à produire une poussée et à propulser ainsi le véhicule, la sortie de gaz et l'échappement étant reliés et réalisés et agencés afin que le fonctionnement de la fusée provoque une éjection d'air à travers l'entrée pour faire tourner en moulinet le rotor et l'accélérer jusqu'à une vitesse d'auto-entretien, le moteur-fusée pouvant ainsi être utilisé pour amorcer la propulsion du véhicule en même temps que le démarrage du moteur à turbine à gaz pour
entretenir la propulsion du véhicule.
14. Missile, caractérisé en ce qu'il comporte un corps (10) de missile, un moteur (12) à turbine à gaz à l'intérieur du corps de missile, comprenant une entrée d'air (18), un rotor (22) et un échappement (20) par lequel un gaz peut être expulsé pour produire une poussée et ainsi propulser le corps du missile, et un moteur-fusée (60) à l'intérieur du corps du missile et comprenant une sortie de gaz (62) pour des gaz de production d'une poussée destinés à produire une poussée et ainsi à propulser le missile, la sortie de gaz étant en outre reliée à la turbine à gaz afin que le fonctionnement du moteur-fusée fasse tourner en
moulinet le rotor et l'accélère jusqu'à une vitesse d'auto-
entretien, le moteur-fusée pouvant ainsi être utilisé pour amorcer la propulsion du missile pendant le démarrage du moteur à turbine à gaz pour entretenir la propulsion du missile.
15. Missile selon la revendication 14, caractérisé en ce que la fusée est une fusée à combustible solide et la sortie de gaz se trouve dans l'échappement et peut fonctionner pour éjecter de l'air a travers la turbine
à gaz afin de faire tourner en moulinet le rotor.
16. Procédé de mise en marche d'un missile comportant un moteur-fusée (60) de lancement ou d'appoint pour amorcer le vol et un moteur (12) de poussée à turbine à gaz pour entretenir le vol, caractérisé en ce qu'il
consiste: -
a) à amorcer la propulsion du missile en mettant à feu le moteur-fusée; b) simultanément ou après, a utiliser au moins une partie du gaz généré par le moteur-fusee pour faire
tourner en moulinet le moteur à turbine à gaz et l'ac-
célérer jusqu'à une vitesse souhaitée; et c) lorsque la vitesse souhaitée est atteinte, à faire démarrer le moteur à turbine à gaz pour produire une
propulsion de croisière pour le missile.
17. Procédé selon la revendication 16, caractérisé en ce que les étapes a) et b) sont exécutées par l'utilisation d'un moteur-fusée (60) à combustible solide.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/379,547 US5131223A (en) | 1989-07-13 | 1989-07-13 | Integrated booster and sustainer engine for a missile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2649757A1 true FR2649757A1 (fr) | 1991-01-18 |
Family
ID=23497702
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9008551A Pending FR2649757A1 (fr) | 1989-07-13 | 1990-07-05 | Vehicule, moteur a turbine a gaz, procede pour le faire demarrer et missile |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5131223A (fr) |
| FR (1) | FR2649757A1 (fr) |
| GB (1) | GB2235498A (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012032273A1 (fr) * | 2010-09-10 | 2012-03-15 | Microturbo | Systeme de propulsion pour engin volant, en particulier pour missile |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6374592B1 (en) | 2000-07-07 | 2002-04-23 | Locust Usa, Inc. | Turbine engine with solid fuel starter |
| US20030034478A1 (en) * | 2001-07-31 | 2003-02-20 | Clearwater, Inc. | Deicing |
| US6941760B1 (en) | 2003-03-19 | 2005-09-13 | Hamilton Sundstrand Corporation | Start system for expendable gas turbine engine |
| US6931862B2 (en) * | 2003-04-30 | 2005-08-23 | Hamilton Sundstrand Corporation | Combustor system for an expendable gas turbine engine |
| US7055306B2 (en) | 2003-04-30 | 2006-06-06 | Hamilton Sundstrand Corporation | Combined stage single shaft turbofan engine |
| DE10356157B4 (de) * | 2003-12-02 | 2006-06-14 | Michael Grabmeier | Verfahren und Vorrichtungen für den Marschflugkörper-Verschuß mittels Booster-Plattform |
| GB2519155B (en) * | 2013-10-11 | 2016-10-12 | Reaction Engines Ltd | Engine |
| US10385774B2 (en) | 2016-09-19 | 2019-08-20 | United Technologies Corporation | Split compressor turbine engine |
| US10738697B2 (en) | 2017-06-23 | 2020-08-11 | Hamilton Sundstrand Corporation | Parallel combustor configuration for unmanned underwater vehicle propulsion turbine |
| US11136901B2 (en) * | 2019-05-17 | 2021-10-05 | Raytheon Technologies Corporation | Monolithic combustor for attritiable engine applications |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB585509A (en) * | 1943-02-03 | 1947-02-10 | Westinghouse Electric Int Co | Improvements in or relating to power plants |
| US2673445A (en) * | 1949-06-21 | 1954-03-30 | Bruno W Bruckmann | Turbojet and rocket motor combination with hot gas ignition system for nonself-reaction rocket fuels |
| US2679725A (en) * | 1949-07-15 | 1954-06-01 | Sharma Devendra Nath | Exhaust effusion turbine jet propulsion power unit |
| US3046742A (en) * | 1959-01-05 | 1962-07-31 | Gen Motors Corp | Combustion apparatus |
| US3117418A (en) * | 1960-11-21 | 1964-01-14 | Garrett Corp | High pressure fluid ejector for engine starting turbines |
| US3266251A (en) * | 1963-10-10 | 1966-08-16 | Sundstrand Corp | Burn rate control valve for cartridge starter |
| US3414217A (en) * | 1967-03-16 | 1968-12-03 | Army Usa | Thrust augmentation and spin stabilization mechanism for rocket propelled missiles |
| US3807169A (en) * | 1973-06-13 | 1974-04-30 | Us Air Force | Integral precombustor/ramburner assembly |
| SE388906B (sv) * | 1975-03-05 | 1976-10-18 | Stal Laval Turbin Ab | Startanordning for gasturbin |
| US4096803A (en) * | 1976-12-27 | 1978-06-27 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Solid propellant air turbo rocket |
| JPS5438429A (en) * | 1977-09-02 | 1979-03-23 | Hitachi Ltd | Exhaust device of internal combustion engine for starting gas turbine |
| US4161102A (en) * | 1977-10-05 | 1979-07-17 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine engine starting system |
| DE3441509A1 (de) * | 1984-11-14 | 1986-05-22 | Klöckner-Humboldt-Deutz AG, 5000 Köln | Verfahren und einrichtung zum anlassen einer gasturbine |
-
1989
- 1989-07-13 US US07/379,547 patent/US5131223A/en not_active Expired - Fee Related
-
1990
- 1990-07-05 FR FR9008551A patent/FR2649757A1/fr active Pending
- 1990-07-12 GB GB9015333A patent/GB2235498A/en not_active Withdrawn
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012032273A1 (fr) * | 2010-09-10 | 2012-03-15 | Microturbo | Systeme de propulsion pour engin volant, en particulier pour missile |
| FR2964705A1 (fr) * | 2010-09-10 | 2012-03-16 | Microturbo | Systeme de propulsion pour engin volant, en particulier pour missile |
| US9169806B2 (en) | 2010-09-10 | 2015-10-27 | Microturbo Sa | Propulsion system for flying machine, particularly for a missile |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2235498A (en) | 1991-03-06 |
| US5131223A (en) | 1992-07-21 |
| GB9015333D0 (en) | 1990-08-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7591129B2 (en) | Rotary piston engine | |
| JP4847588B2 (ja) | 複合サイクルミサイルエンジンシステムを動作させるための方法 | |
| EP0333585B1 (fr) | Propulseur combiné turbo-fusée aérobie | |
| EP0403372B1 (fr) | Propulseur combiné turbofusée statoréacteur à réchauffe et son procédé de fonctionnement | |
| WO2012156595A1 (fr) | Statoréacteur à chambre de détonation, engin volant comprenant un tel statoréacteur. | |
| FR2649757A1 (fr) | Vehicule, moteur a turbine a gaz, procede pour le faire demarrer et missile | |
| FR2878287A1 (fr) | Turboreacteur double corps double flux avec generateur de courant electrique arriere | |
| FR2599428A1 (fr) | Dispositif de propulsion combine pour aeronefs, en particulier pour avions spatiaux. | |
| US20100043444A1 (en) | Starting turbine engines | |
| FR3047557B1 (fr) | Dispositif et systeme pour commander des missiles et des organes de destruction ( "kill vehicles" ), utilises avec un combustible sous forme de gel | |
| FR2873407A1 (fr) | Procedes et dispositifs pour produire une poussee d'un turbomoteur | |
| US6941760B1 (en) | Start system for expendable gas turbine engine | |
| US3279187A (en) | Rocket-ramjet propulsion engine | |
| US9109535B2 (en) | Propulsion system and method | |
| FR2661454A1 (fr) | Perfectionnements apportes aux propulseurs de type statoreacteur. | |
| US2831320A (en) | External turbine jet engine | |
| US6374592B1 (en) | Turbine engine with solid fuel starter | |
| EP0362053B1 (fr) | Structure de propulseur combiné compatible avec deux types de fonctionnement | |
| EP2614242B1 (fr) | Systeme de propulsion pour engin volant, en particulier pour missile | |
| US4338783A (en) | Two-stage hypersonic ramjet | |
| US6370861B1 (en) | Solid fuel afterburner and method of using the same to improve thrust and starting capabilities of a turbojet engine | |
| EP0362054A1 (fr) | Dispositif d'injection de gaz pour propulseur combiné turbo-stato-fusée | |
| EP3542039B1 (fr) | Dispositif pyrotechnique | |
| US4962641A (en) | Pulse jet engine | |
| RU2195566C2 (ru) | Ракетно-прямоточный двигатель |