FR2687433A1

FR2687433A1 - Propulsion unit with reversed components, with modulated supply

Info

Publication number: FR2687433A1
Application number: FR9201693A
Authority: FR
Inventors: Ribaud Yves
Original assignee: ECOLE POLYTECHNIQUE FEMININE; Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
Current assignee: ECOLE POLYTECHNIQUE FEMININE; Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
Priority date: 1992-02-14
Filing date: 1992-02-14
Publication date: 1993-08-20
Anticipated expiration: 2012-02-14
Also published as: FR2687433B1

Abstract

Aerobic combustion engine with reverse cycle of the type including, for upstream to downstream, an air inlet EA, a combustion chamber for temperature matching or first combustion chamber F1, a main turbine T, a cryogenic exchanger E fed with hydrogen, a main compressor C driven by the turbine T and possibly a reheat chamber F2 upstream of the outlet nozzle TS. This motor furthermore includes, between the air inlet EA and the said first combustion chamber F1, a pressure-matching module C', Th, which is set so as to provide a substantially constant cut-off pressure Pi2 at the entry of the said first combustion chamber F1 for a very different Mach numbers. This module comprises a matching compressor C' and a hydrogen turbine Th driving this compressor and fed by the said cryogenic exchanger E. Applications to hypersonic propulsion.

Description

Propulseur à comPosants inversés, à alimentation modulée.Inverted com moder thruster, modulated supply.

La présente invention concerne le domaine des moteurs thermiques aérobies pour la propulsion d'avions orbitaux dans leur phase de vol initiale, à savoir pouvant voler jusqu'à Mach 6 et plus. De façon plus précise, la famille des machines thermiques concernée utilisera d'une part des turbomachines (compresseurs et turbines) et d'autre part l'hydrogène, à la fois comme combustible et comme fluide caloporteur. The present invention relates to the field of aerobic thermal engines for the propulsion of orbital aircraft in their initial flight phase, namely able to fly up to Mach 6 and more. More specifically, the family of thermal machines concerned will use on the one hand turbomachines (compressors and turbines) and on the other hand hydrogen, both as fuel and heat transfer fluid.

La présente invention concerne également un nouveau type de turbine à gaz pouvant être embarquée sur de tels avions spatiaux et dont la fonction est de fournir une puissance mécanique permettant d'assurer différentes servitudes (fourniture d'électricité, fourniture d'air comprimé, conditionnement d'air...). The present invention also relates to a new type of gas turbine that can be embarked on such space planes and whose function is to provide a mechanical power to ensure different servitudes (electricity supply, supply of compressed air, air conditioning). 'air...).

Les principaux concepts de propulsion actuellement connus dans le domaine concerné sont
1) Le turboréacteur à rechauffe
2) La turbofusée simple ou à expander
3) Le moteur à liquéfaction d'air (LACE)
4) Le statoréacteur associé à l'un des systèmes de propulsion précédents ; et
5) L'un des propulseurs définis sous 1, 2 ou 3, muni à l'amont d'un échangeur cryogénique à hydrogène.The main propulsion concepts currently known in the field concerned are
1) The turbojet to heats
2) The turbofuseum simple or expander
3) The air liquefaction engine (LACE)
4) The ramjet associated with one of the preceding propulsion systems; and
5) One of the thrusters defined in 1, 2 or 3, provided upstream with a hydrogen cryogenic exchanger.

Sur les figures 1 à 5 des dessins ci-annexés, on a représenté schématiquement ces différents concepts connus. In Figures 1 to 5 of the accompanying drawings, there is shown schematically these various known concepts.

Dans le turboréacteur à rechauffe (Rech.) de la figure 1, les nombres d'étages du compresseur C et de la turbine T alimentée par un foyer F sont calculés pour un nombre de Mach de vol Mo donné. Pour un nombre de Mach de vol M plus grand ou plus faible, les performances du turboréacteur adapté à Mo s'éloignent des valeurs optimales. In the jet engine (Ref) of FIG. 1, the number of stages of the compressor C and the turbine T fed by a furnace F are calculated for a Mach number of given flight Mo. For a larger or smaller Mach Mach number M, the performance of the turbojet engine adapted to Mo deviates from the optimal values.

Ainsi, au décollage le nombre d'étages calculé est trop faible, ce qui limite la vitesse d'éjection des gaz. Thus, at takeoff the number of stages calculated is too low, which limits the speed of gas ejection.

Aux grands nombres de Mach, outre les phénomènes de désadap tation déjà mentionnés (nombre d'étages calculé, ici trop grand) le point préoccupant est la valeur élevée de la température d'arrêt atteinte dans le dernier étage de compression et qui pose un problème de tenue des matériaux.At large Mach numbers, in addition to the disadaption phenomena already mentioned (number of stages calculated, here too large), the point of concern is the high value of the stopping temperature reached in the last stage of compression and which poses a problem. of keeping materials.

Ainsi, si l'on s'en tient aux caractéristiques thermomécaniques des matériaux disponibles actuellement pour la fabrication des roues de compresseur, la limite d'utilisation des turbomachines est pour l'instant fixée à un nombre de Mach de vol de l'ordre de 3. On peut cependant espérer que d'ici les prochaines décennies les progrès réalisés sur les matériaux permettront de repousser cette limite vers Mach 4.Thus, if we stick to the thermomechanical characteristics of the materials currently available for the manufacture of compressor wheels, the limit of use of turbomachines is currently fixed at a Mach number of the order of 3. It is hoped, however, that in the next few decades, advances in materials will push this limit towards Mach 4.

La turbofusée simple de la figure 2 possède une poussée spécifique convenable, mais le fait d'utiliser un oxydant embarqué pour l'alimentation de la turbine à hydrogène Th limite beaucoup son impulsion spécifique. The simple turbofused of FIG. 2 has a suitable specific thrust, but the fact of using an onboard oxidizer for the supply of the Th hydrogen turbine greatly limits its specific impulse.

La turbo fusée à expander représentée schématiquement à la figure 3 a une meilleure impulsion spécifique que la turbofusée simple mais au prix d'une grande complexité technologique de l'échangeur cryogénique E (alimenté en hydrogène par la pompe P à partir d'hydrogène liquide LH2) placé à l'intérieur de la rechauffe. Préalablement à l'emploi de l'échangeur, il reste à démontrer que le flux froid d'hydrogène peut supprimer tous les points chauds à l'entrée de ce composant. En outre, les pertes de charge aérodynamique, dans l'échangeur, des gaz issus de la turbine principale, limitent le taux de compression du moteur au décollage. The turbo rocket expander shown schematically in Figure 3 has a better specific impulse than the simple turbofuseum but at the cost of great technological complexity of the cryogenic heat exchanger E (supplied with hydrogen by the pump P from liquid hydrogen LH2 ) placed inside the warmer. Prior to the use of the exchanger, it remains to demonstrate that the cold stream of hydrogen can remove all hot spots at the entrance of this component. In addition, the aerodynamic losses in the exchanger of the gases from the main turbine, limit the compression ratio of the engine at takeoff.

Le moteur à liquéfaction d'air le plus simple (figure 4) a des performances modestes en impulsion spécifique. De plus, l'utilisation de ce moteur au décollage dépend de la possibilité d'éviter le givrage dans l'échangeur d'entrée E destiné à liquéfier l'air. The simplest air liquefaction engine (Figure 4) has modest performance in specific impulse. In addition, the use of this engine at takeoff depends on the possibility of avoiding icing in the inlet heat exchanger E for liquefying the air.

Le bon fonctionnement de l'échangeur E aux différents nombres de Mach M et en particulier sa capacité à liquéfier l'air de M = O à M = 6 reste à démontrer. Il faut aussi vérifier que l'accroissement du poids du moteur lié à la présence de l'échangeur n'est pas trop important. Il faut enfin s'assurer qu'aux grands nombres de Mach de vol l'échangeur E ne comporte pas de points chauds. The smooth operation of the exchanger E at the different Mach M numbers and in particular its capacity to liquefy the air from M = 0 to M = 6 remains to be demonstrated. It must also be verified that the increase in the weight of the engine related to the presence of the exchanger is not too important. Finally, it must be ensured that at large Mach numbers the exchanger E does not have any hot spots.

Des solutions plus élaborées faisant intervenir plusieurs échangeurs permettent d'améliorer les performances mais au détriment de la simplicité et du poids du moteur. More sophisticated solutions involving several exchangers can improve performance but at the expense of simplicity and weight of the engine.

Le statoréacteur, moteur léger et résistant, a des performances intéressantes seulement à partir de M = 2-2,5. The ramjet engine, a light and durable engine, has interesting performances only from M = 2-2,5.

I1 ne peut donc être considéré que comme un mode complémentaire à un autre mode de propulsion qui, lui, assure le décollage. It can therefore only be considered as a complementary mode to another mode of propulsion which, in turn, ensures take-off.

Les systèmes de propulsion par turboréacteur et par turbofusée peuvent être munis (figure 5) d'échangeurs cryogéniques E en amont du compresseur C, de façon à retarder la désadaptation de ce composant aux grands nombres de Mach et afin d'assurer sa protection thermique. The turbojet and turbofused propulsion systems may be equipped (FIG. 5) with cryogenic exchangers E upstream of the compressor C, so as to delay the mismatch of this component with the large numbers of Mach and to ensure its thermal protection.

Cette disposition permet d'étendre le domaine de fonctionnement du turboréacteur ou de la turbofusée vers
M = 4 à 5 au prix de difficultés technologiques au niveau du contrôle des points chauds de l'échangeur. D'autre part, la présence de celui-ci accroît les pertes de charge de façon sensible au décollage, ce qui entraîne une réduction de la poussée.This arrangement makes it possible to extend the range of operation of the turbojet engine or the turbofuseum towards
M = 4 to 5 at the price of technological difficulties in the control of hot spots of the exchanger. On the other hand, the presence of the latter increases the pressure drop significantly in take-off, which results in a reduction of the thrust.

L'alourdissement du moteur lié à la présence de l'échangeur doit être aussi surveillé. The increase of the engine linked to the presence of the exchanger must also be monitored.

Un premier but de l'invention est par suite de proposer un mode de propulsion aérobie à performances thermopropulsives améliorées. Plus précisément, il s'agit d'accroître la poussée par unité de débit d'air aspiré, de diminuer la consommation spécifique, et ceci pour une large gamme de Mach de vol (O à 6,5). Ceci suppose la mise au point d'un système de propulsion aérobie capable de s'adapter au mieux aux conditions très variables de pression et de température d'alimentation en air. A first object of the invention is therefore to provide an aerobic propulsion mode with improved thermo-propulsive performance. Specifically, it is to increase the thrust unit suction air flow, to reduce the specific consumption, and this for a wide range of flight Mach (O to 6.5). This requires the development of an aerobic propulsion system that can best adapt to the highly variable conditions of pressure and air supply temperature.

Il est également important d'obtenir une forte poussée spécifique à la fois par unité de masse et par unité de volume du moteur. On se propose en particulier de définir un moteur haute pression, ce qui doit conduire à une réduction sensible des dimensions de la tuyère d'éjection, et performant, ceci afin de diminuer les dimensions et le poids de l'entrée d'air. It is also important to obtain a high specific thrust both per unit mass and per unit engine volume. It is proposed in particular to define a high pressure motor, which should lead to a significant reduction of the dimensions of the ejection nozzle, and efficient, this in order to reduce the size and weight of the air inlet.

Un second but de l'invention est de proposer une architecture bien adaptée à une tenue mécanique correcte du moteur soumis à des environnements très chauds dès l'entrée d'air. En particulier, la nouvelle famille de moteurs doit pouvoir être réalisée sans nécessiter un progrès technologique important au niveau des matériaux. A second object of the invention is to provide an architecture well adapted to a correct mechanical strength of the engine subjected to very hot environments from the air inlet. In particular, the new engine family must be able to be realized without requiring significant technological progress in terms of materials.

L'accroissement des performances et l'atténuation des barrières technologiques majeures doivent apporter une contribution positive à la définition d'avions spatiaux mono et bi-étage aptes à placer des charges sur orbite. Increased performance and the mitigation of major technological barriers should make a positive contribution to the definition of single-and two-stage space planes capable of placing loads in orbit.

Un concept de propulsion aérobie hypersonique permettant de résoudre partiellement les difficultés rencontrées sur les propulseurs traditionnels a déjà fait l'objet de la demande de brevet français n" 87 07396 du 26 mai 1987 déposée au nom de 1'ORNERA. Il s'agit d'un "moteur à cycle inverse" , c'est-à-dire d'un moteur à composants inversés et muni d'un foyer avant dans une version améliorée. A concept of aerobic propulsion hypersonic partially to overcome the difficulties encountered on traditional propellers has already been the subject of the French patent application No. 87 07396 of May 26, 1987 filed on behalf of ORNERA. a "reverse cycle engine", that is to say an engine with inverted components and provided with a front focus in an improved version.

Les avantages et inconvénients d'un tel moteur vont être exposés ci-dessous avec référence aux figures suivantes 6 à 10 du dessin ci-annexé, dans lequel
- les figures 6 à 8 sont des diagrammes entropie/ enthalpie pour des nombres de Mach égaux respectivement à 0, 3 et 6 ; et
- les figures 9 et 10 représentent schématiquement un moteur à cycle inverse connu, respectivement à monoflux et à double flux, avec effet de trompe, dans lequel le foyer de rechauffe intéresse la totalité des deux flux.The advantages and disadvantages of such an engine will be described below with reference to the following figures 6 to 10 of the attached drawing, in which
FIGS. 6 to 8 are entropy / enthalpy diagrams for Mach numbers equal to 0, 3 and 6, respectively; and
- Figures 9 and 10 show schematically a known inverse-cycle motor, respectively monoflux and double flow, with trompe effect, wherein the warming focus interests all of the two flows.

Dans le moteur à cycle inverse monoflux, on trouve, de l'entrée vers la sortie
- une tuyère d'entrée d'air à géométrie variable
EA (0-1)
- un premier foyer F1 (1-2) alimenté par de l'hydrogène gazeux qui est passé, au préalable, dans un échangeur à contre-courant référencé E et alimenté en hydrogène liquide LH2, ce foyer permettant de régler la température T2 à l'entrée de la turbine T
- la turbine précitée T (2-3) qui assure l'entraî- nement du compresseur C
- l'échangeur E (3-4) à contre-courant entre produits de combustion et hydrogène cryogénique
- le compresseur C précité (4-5) ;
- un foyer de rechauffe F2 (5-6) pour le réglage de la température d'arrêt T6 à l'entrée de la tuyère d'éjection ; et
- la tuyère d'éjection précitée TS (6-7), cette tuyère étant également à géométrie variable.In the monoflow reverse cycle motor, one finds, from the entrance to the exit
an air intake nozzle with variable geometry
EA (0-1)
a first furnace F1 (1-2) fed with hydrogen gas which has been previously passed through a countercurrent heat exchanger referenced E and supplied with liquid hydrogen LH2, this furnace making it possible to regulate the temperature T2 to entry of the turbine T
the aforementioned turbine T (2-3) which drives the compressor C
- the E (3-4) exchanger against the flow between combustion products and cryogenic hydrogen
the aforesaid compressor C (4-5);
- A warming furnace F2 (5-6) for setting the stopping temperature T6 at the inlet of the ejection nozzle; and
the aforementioned ejection nozzle TS (6-7), this nozzle also being of variable geometry.

Au décollage (figure 6), une augmentation sensible de l'enthalpie H est obtenue (de 01 à 2) dans le foyer F1. At takeoff (Figure 6), a significant increase in enthalpy H is obtained (from 01 to 2) in the focus F1.

La chute d'enthalpie (2-3) dans la turbine T permet d'accroître de façon équivalente l'enthalpie (4-5) dans le compresseur C. Le fluide est ensuite refroidi efficacement de 3 à 4 dans l'échangeur E. L'accroissement de l'écart vertical entre deux lignes isobares vers les grands niveaux d'entropie S permet d'expliquer l'accroissement sensible de la pression entre l'alimentation et le second foyer F2.The enthalpy drop (2-3) in the turbine T equivalently increases the enthalpy (4-5) in the compressor C. The fluid is then effectively cooled by 3 to 4 in the exchanger E. The increase of the vertical difference between two isobaric lines towards the large levels of entropy S makes it possible to explain the sensible increase of the pressure between the supply and the second focus F2.

La combustion dans le foyer de rechauffe F2 porte les gaz à très haute température. La détente de ceux-ci dans la tuyère d éj d'éjection TS, jusqu'à la pression ambiante, permet alors de libérer la puissance propulsive. The combustion in the F2 heating furnace carries the gases at a very high temperature. The expansion of these in the ejection ejector TS, up to the ambient pressure, then allows to release the propulsive power.

Aux nombres de Mach de l'ordre de 3 (figure 7), la compression dynamique de l'entrée d'air EA vient s'ajouter à celle du cycle inverse de base. Par ailleurs, l'accroissement d'enthalpie H dans le foyer F1 est plus modéré. At Mach numbers of the order of 3 (Figure 7), the dynamic compression of the air inlet EA is added to that of the basic reverse cycle. Moreover, the increase of enthalpy H in the focus F1 is more moderate.

Enfin, aux grands nombres de Mach, de l'ordre de 6 (figure 8), la compression due à l'entrée d'air EA devient prépondérante, et il n'est plus nécessaire alors d'allumer le premier foyer F1. Finally, at large Mach numbers, of the order of 6 (FIG. 8), the compression due to the entry of air EA becomes predominant, and it is no longer necessary then to ignite the first focus F1.

Dans le mode de réalisation à double flux de la figure 10, le schéma général du moteur susdécrit est le même, avec deux entrées d'air schématisées en EA1 et EA2, et un mélangeur des deux flux référencé en M. In the dual-flow embodiment of FIG. 10, the general diagram of the engine described above is the same, with two air inlets schematized in EA1 and EA2, and a mixer of the two flows referenced in M.

Ceci étant, on a constaté, sur le plan des avantages, que le moteur à composants inversés, qui contrairement au turbo-statoréacteur n'est pas un combiné, doit avoir un fonctionnement sans problème entre M = O et M = 6 avec une simplification d'ordre technologique, donc une fiabilité accrue, et une plus grande souplesse de fonctionnement. That said, it has been found, from the point of view of advantages, that the engine with inverted components, which unlike the turbo-ramjet engine is not a handset, must have a problem-free operation between M = 0 and M = 6 with a simplification Technological order, therefore increased reliability, and greater flexibility of operation.

La poussée du moteur à cycle inverse au décollage est efficace tout en ménageant la turbine et les foyers, d'où une longévité augmentée. Cette poussée obtenue en "mode riche" (r = 2,4 - la richesse 1 correspondant à une combustion stoechiométrique entre l'air et l'hydrogène est supérieure de 25% à celle du turboréacteur avec rechauffe et au moins égale à celle du turboréacteur à rechauffe refroidi en tête par un échangeur. A partir de Mach 2,5 - 3, les performances du moteur à cycle inverse dans le cas d'une richesse voisine de l'unité sont très comparables à celles du statoréacteur. Le moteur à cycle inverse est bien protégé thermiquement grâce à sa turbine T placée en tête, qui agit comme un bouclier thermique aux grands nombres de Mach.En particulier à M = 6, et contrairement au cas du turboréacteur refroidi, les matériaux constitutifs de l'échangeur E et du compresseur C sont portés à des températures raisonnables respectivement voisines de 940-K pour l'échangeur et 288 K pour le compresseur. D'autre part, et contrairement au cas du turboréacteur classique, la pression maximale atteinte dans le moteur à cycle inverse est disponible, pour la poussée, dans la tuyère de sortie. La désadaptation des parties tournantes avec le nombre de Mach de vol est plus faible que dans le cas du turboréacteur. En particulier, si la température du premier foyer F1 est maintenue constante, il n'y a aucune désadaptation en température des parties tournantes. The thrust of the reverse-cycle engine at takeoff is efficient while leaving the turbine and the hearths, resulting in increased durability. This thrust obtained in "rich mode" (r = 2.4 - the richness 1 corresponding to a stoichiometric combustion between air and hydrogen is 25% higher than that of the turbojet with heat and at least equal to that of the turbojet engine. heat exchanger cooled at the top by an exchanger Starting from Mach 2,5 - 3, the performance of the reverse cycle engine in the case of a richness close to the unit is very comparable to that of the ramjet engine. inverse is well thermally protected thanks to its turbine T placed at the head, which acts as a heat shield large numbers of Mach.En particular M = 6, and unlike the case of cooled turbojet engine, the constituent materials of the exchanger E and compressor C are brought to reasonable temperatures respectively close to 940-K for the exchanger and 288 K for the compressor.On the other hand, and contrary to the case of the conventional turbojet engine, the maximum pressure reached inte in the reverse cycle motor is available, for thrust, in the outlet nozzle. The mismatch of the rotating parts with the Mach number of flight is lower than in the case of the turbojet engine. In particular, if the temperature of the first focus F1 is kept constant, there is no temperature mismatch of the rotating parts.

Dans un moteur à cycle inverse amélioré, à foyer F1 disposé entre l'entrée d'air EA et la turbine T, on peut augmenter la température d'entrée de la turbine et éliminer ainsi les problèmes de givrage au décollage. D'autre part, on a constaté qu'il était possible de définir un échangeur
E dont le diamètre maximal soit égal à celui de la section d'échappement de la turbine, mais il subsiste néanmoins des problèmes de dimensionnement et de désadaptation en débit réduit au niveau de la turbine.In an improved inverse-cycle engine with a focus F1 disposed between the air intake EA and the turbine T, the inlet temperature of the turbine can be increased and thus eliminate the problems of icing at takeoff. On the other hand, it was found that it was possible to define a heat exchanger
E whose maximum diameter is equal to that of the exhaust section of the turbine, but there are nevertheless problems of sizing and mismatch in reduced flow at the turbine.

Le but de la présente invention est de résoudre ces problèmes en réalisant d'une part l'adaptation en débit réduit (débit masse rapporté à des conditions standard de pression et de température d'arrêt) de la turbine, du compresseur et de l'échangeur, et d'autre part la réduction du maître couple du moteur. The object of the present invention is to solve these problems by performing on the one hand the adaptation to reduced flow rate (mass flow rate reported at standard conditions of pressure and stopping temperature) of the turbine, the compressor and the exchanger, and on the other hand the reduction of the master torque of the engine.

Il s'avère que le moteur doit être dimensionné pour les conditions de décollage, car c'est pour celles-ci que les sections de la turbine et de l'échangeur sont les plus grandes. L'introduction d'un foyer F1 en amont de la turbine
T a déjà permis de réaliser l'adaptation en température du système propulsif mais ne permet pas de résoudre le problème d'adaptation en pression ; en effet, à l'entrée de la turbine T la pression peut varier dans un rapport 10 au cours d'un vol (1 bar à M = 0 jusqu a 10 bars à M = 6).It turns out that the engine must be sized for the take-off conditions, because it is for these that the sections of the turbine and the exchanger are the largest. The introduction of an F1 fireplace upstream of the turbine
T has already made it possible to adapt the temperature of the propulsion system but does not solve the problem of adaptation to pressure; indeed, at the inlet of the turbine T the pressure can vary in a ratio 10 during a flight (1 bar at M = 0 up to 10 bars at M = 6).

Pour s'adapter en outre, du point de vue des pressions, à des conditions de Mach de vol très variables, un moteur à cycle inverse conforme à l'invention se caractérise essentiellement par la présence d'un module d'adaptation en pression disposé en amont du premier foyer d'adaptation en température (F1), et permettant de régler le problème d'encombrement transversal du moteur et d'assurer un fonctionnement à régime constant. To furthermore adapt, from the point of view of the pressures, to very variable flight Mach conditions, a reverse cycle engine according to the invention is essentially characterized by the presence of a pressure adaptation module arranged upstream of the first temperature adaptation focus (F1), and to solve the problem of transverse size of the motor and to ensure operation at constant speed.

L'invention porte donc sur un moteur thermique aérobie à réaction pour propulsion hypersonique, du type mettant en oeuvre au moins deux sources de chaleur à températures différentes, à savoir au moins une source chaude ou à température intermédiaire et une source froide, ladite source chaude ou à température intermédiaire étant constituée par l'air atmosphérique, ladite source froide étant constituée par un échangeur de chaleur refroidisseur (E) alimenté en hydrogène liquide (LH2), le susdit moteur thermique comportant au moins une turbine principale (T) disposée en amont dudit échangeur, lui-même disposé en amont d'un compresseur principal (C) entraîné par ladite turbine principale (T), l'énergie cinétique des gaz d'éjection produisant la poussée nécessaire à la propulsion hypersonique, ce moteur comportant au moins une première chambre de combustion ou foyer d'adaptation en température (F1) disposée en aval d'une entrée d'air (EA) et alimentant ladite turbine principale (T), caractérisé en ce qu'il comporte en outre, entre ladite entrée d'air (EA) et ladite première chambre de combustion (F1), un module d'adaptation en pression (C', Th), ledit module étant réglé de sorte à assurer une pression d'arrêt (Pi2) à l'entrée de ladite première chambre (F1) sensiblement constante pour des nombres de Mach très différents. The invention therefore relates to an aerobic thermal jet engine for hypersonic propulsion, of the type employing at least two heat sources at different temperatures, namely at least one hot or intermediate temperature source and a cold source, said hot source or at an intermediate temperature consisting of atmospheric air, said cold source being constituted by a heat exchanger (E) supplied with liquid hydrogen (LH2), the aforesaid heat engine comprising at least one main turbine (T) arranged upstream said exchanger, itself arranged upstream of a main compressor (C) driven by said main turbine (T), the kinetic energy of the ejection gas producing the thrust required for hypersonic propulsion, the engine comprising at least one first combustion chamber or temperature adaptation focal point (F1) disposed downstream of an air inlet (EA) and supplying the said main turbine (T), characterized in that it further comprises, between said air inlet (EA) and said first combustion chamber (F1), a pressure adaptation module (C ', Th), said module being set so as to provide a substantially constant stop pressure (Pi2) at the inlet of said first chamber (F1) for very different Mach numbers.

Avantageusement, ce module d'adaptation en pression comprend, en aval de l'entrée d'air (EA), un compresseur d'adaptation (C') entraîné par une turbine annexe à hydrogène (Th) alimentée par l'échangeur cryogénique (E). Advantageously, this pressure adaptation module comprises, downstream of the air intake (EA), an adaptation compressor (C ') driven by a hydrogen auxiliary turbine (Th) fed by the cryogenic exchanger ( E).

Un moteur comportant ces dispositions générales de l'invention est représenté schématiquement à titre d'exemple à la figure 11 du dessin ci-annexé ; dans cette figure, on retrouve les références indiquées dans ce qui précède pour désigner les mêmes parties du moteur, F2 désignant en outre une seconde chambre de combustion située en amont de la tuyère de sortie TS, et P une pompe à hydrogène liquide (LH2), alimentant sous forte pression l'échangeur cryogénique E. An engine comprising these general features of the invention is shown schematically by way of example in Figure 11 of the attached drawing; in this figure, we find the references indicated in the foregoing to designate the same parts of the engine, F2 further designating a second combustion chamber located upstream of the outlet nozzle TS, and P a liquid hydrogen pump (LH2) supplying the cryogenic exchanger E. under high pressure.

Au décollage, l'entrée d'air EA ne remplit aucune fonction de compression, et c'est par conséquent le compresseur d'adaptation C' qui assure seul l'accroissement de la pression d'arrêt à l'entrée de la première chambre F1. Mais, au fur et à mesure que le nombre de Mach va augmenter, la participation de l'entrée d'air EA à l'accroissement de pression sera de plus en plus importante, d'où l'idée complémentaire de réguler le taux de compression it du compresseur d'adaptation C' de la valeur z0 au décollage à W = 1 à grand nombre de Mach de vol. At take-off, the air intake EA does not perform any compression function, and it is therefore the adaptation compressor C 'which alone ensures the increase of the stop pressure at the entrance of the first chamber F1. But, as the Mach number goes up, the participation of the EA air intake to the pressure increase will be more and more important, hence the complementary idea of regulating the rate of compression it of the adaptation compressor C 'from the value z0 at takeoff to W = 1 at large Mach number of flight.

On pourra avantageusement, pour commander cette régulation, et obtenir une pression sensiblement constante à l'entrée du premier foyer F1, mettre en oeuvre une loi de commande optimisée du type suivant Pi2 &num; constante =

Advantageously, to control this regulation, and obtain a substantially constant pressure at the input of the first focus F1, implement an optimized control law of the following type Pi2 &num; constant =

<tb> W <SEP> v <SEP> (1 <SEP> + <SEP> i- <SEP> M2) <SEP> \I- <SEP> 1
<tb> <SEP> L <SEP> 2 <SEP> O <SEP> P,(,,=,P, <SEP> .,,,,
<tb> relation dans laquelle t > est le rendement de l'entrée d'air, PO(z) est la pression atmosphérique en fonction de l'altitude, Piat=ospheriçe est la pression atmosphérique au sol, X est l'exposant isentropique et Mo est le nombre de
Mach de vol.<tb> W <SEP> v <SEP> (1 <SEP> + <SEP> i- <SEP> M2) <SEP> \ I- <SEP> 1
<tb><SEP> L <SEP> 2 <SEP> O <SEP> P, (,, =, P, <SEP>. ,,,,
<tb> relation in which t> is the efficiency of the air intake, PO (z) is the atmospheric pressure as a function of altitude, Piat = ospheriçe is the atmospheric pressure on the ground, X is the isentropic exponent and Mo is the number of
Mach of flight.

L'allure de la loi d'évolution du rapport de compression R du compresseur d'adaptation C' en fonction du nombre de Mach est donnée à titre indicatif à la figure 12 du dessin ci-annexé. The shape of the law of evolution of the compression ratio R of the adaptation compressor C 'as a function of the Mach number is given as an indication in FIG. 12 of the appended drawing.

La régulation du rapport de compression ir du compresseur d'adaptation C' se fera avantageusement par action sur la puissance fournie sur l'arbre correspondant et donc sur la charge fournie par la turbine annexe Th, laquelle pourra être constituée par une turbine à hydrogène. The regulation of the compression ratio ir of the adaptation compressor C 'will advantageously be done by acting on the power supplied on the corresponding shaft and therefore on the load supplied by the auxiliary turbine Th, which may be constituted by a hydrogen turbine.

La charge (définie comme la chute, en pour cent, de la pression d'arrêt) sur la turbine à hydrogène (d Th/The) sera avantageusement réglée par un col sonique (Cr) ajustable placé en aval de celle-ci. Il sera ainsi possible de maintenir le débit masse entrant dans le moteur sensiblement constant, et d'adapter en débit réduit la turbine principale
T et le compresseur arrière, c' est-à-dire le compresseur principal C. The charge (defined as the drop, in percent, of the stopping pressure) on the hydrogen turbine (d Th / The) will be advantageously regulated by an adjustable sonic neck (Cr) placed downstream thereof. It will thus be possible to maintain the mass flow entering the engine substantially constant, and to adapt in reduced flow the main turbine
T and the rear compressor, that is to say the main compressor C.

La partie du moteur située entre le distributeur de la turbine principale T et le col de la tuyère d'éjection
TS fonctionne donc sensiblement à vitesse et conditions d'alimentation constantes (débit masse, pression et température), ce qui a pour effet d'éviter la désadaptation des divers composants entre eux. Ce module permet également d'obtenir au décollage un taux de compression moteur très important et donc une poussée spécifique efficace.The part of the engine located between the distributor of the main turbine T and the neck of the exhaust nozzle
TS therefore operates substantially at constant speed and feed conditions (mass flow, pressure and temperature), which has the effect of avoiding mismatch of the various components together. This module also makes it possible to obtain at takeoff a very high engine compression ratio and therefore an effective specific thrust.

Enfin, la section de l'échangeur s'avérait gênante, puisque située dans la partie basse pression du moteur (0,3 bar environ au décollage). Le fait d'interposer un module d'adaptation en pression maintenant à tout instant une pression élevée d'environ 2 à 3 bars permet de régler les problèmes de maître couple. Finally, the section of the exchanger was troublesome, since located in the low pressure part of the engine (about 0.3 bar at takeoff). The fact of interposing a pressure adaptation module now at any time a high pressure of about 2 to 3 bar can solve the problems of master torque.

Différents modes de réalisation d'un moteur conforme à l'invention vont maintenant être explicités à titre d'exemples nullement limitatifs, avec référence aux autres figures du dessin ci-annexé dans lequel
- les figures 13 et 14 représentent schématiquement un moteur conforme à l'invention, respectivement à simple flux et à double flux ;
- la figure 13' est une vue de détail montrant un exemple de col de réglage pour l'injection de l'hydrogène dans les foyers ;
- les figures 15a à 15c représentent schématiquement un moteur à double flux du type précédent, mais équipé en outre de volets mobiles, ces volets ayant différentes positions pour différentes valeurs de Mach ;;
- la figure 16 représente encore schématiquement un moteur à double flux et module d'adaptation conforme à l'invention, ce module d'adaptation étant à double corps
- la figure 16a est une vue en coupe cylindrique selon la ligne A-A de la figure 16, au niveau du premier distributeur de la turbine principale et la figure 16b selon la ligne B-B, au niveau d'un redresseur du compresseur principal
- la figure 17 représente schématiquement un turbomoteur conforme à l'invention, comportant une turbine libre en sortie
- la figure 18 représente un moteur à double flux et à volets du type de celui des figures 15a à 15c, comportant en outre une vanne de dérivation du circuit d'hydrogène en amont de la turbine annexe ;;
- la figure 19 représente schématiquement un moteur à module d'adaptation conforme à l'invention, à double corps et arbres concentriques pour ce qui concerne la turbine et le compresseur
- la figure 20 représente schématiquement une variante de réalisation du moteur conforme à l'invention, comportant deux échangeurs de chaleur disposés en série et alimentés en hydrogène ; et
- la figure 21 représente schématiquement une variante de réalisation du moteur comportant deux échangeurs alimentés respectivement en hélium et en hydrogène.Various embodiments of an engine according to the invention will now be explained by way of non-limiting examples, with reference to the other figures of the attached drawing in which
- Figures 13 and 14 schematically show a motor according to the invention, respectively single flow and double flow;
FIG. 13 is a detailed view showing an example of a tuning collar for the injection of hydrogen into the hearths;
FIGS. 15a to 15c show schematically a double-flow motor of the above type, but also equipped with movable flaps, these flaps having different positions for different Mach values;
FIG. 16 is a diagrammatic representation of a dual-flow motor and adaptation module according to the invention, this adaptation module being a double-body
FIG. 16a is a cylindrical sectional view along the line AA of FIG. 16, at the level of the first distributor of the main turbine and FIG. 16b along the line BB, at the level of a rectifier of the main compressor.
FIG. 17 schematically represents a turbine engine according to the invention, comprising a free turbine at the outlet
FIG. 18 represents a motor with double flow and flaps of the type of that of FIGS. 15a to 15c, further comprising a bypass valve of the hydrogen circuit upstream of the auxiliary turbine;
FIG. 19 schematically represents a motor with an adaptation module according to the invention, with double bodies and concentric shafts with regard to the turbine and the compressor.
- Figure 20 shows schematically an alternative embodiment of the engine according to the invention, comprising two heat exchangers arranged in series and fed with hydrogen; and
- Figure 21 schematically shows an alternative embodiment of the engine having two heat exchangers respectively fed helium and hydrogen.

Les éléments du circuit principal du moteur de la figure 13 ont été schématisés en tenant compte des valeurs des sections obtenues à l'entrée et à la sortie de chacun d'entre eux dans les conditions du décollage (M = O). Ce moteur comprend, en dehors de l'entrée d'air EA et de la tuyère d'éjection TS, deux modules montés en série sur le circuit des gaz principaux. The elements of the main circuit of the engine of Figure 13 have been schematized taking into account the values of the sections obtained at the entrance and exit of each of them under takeoff conditions (M = O). This engine comprises, apart from the EA air inlet and the exhaust nozzle TS, two modules mounted in series on the main gas circuit.

Placé à l'amont, le premier module, dit module d'adaptation, référencé en M1, comprend un arbre sur lequel sont montées plusieurs roues de compresseur axial d'adaptation C', de façon à comprimer, aux faibles nombres de Mach de vol, l'air aspiré en EA par le moteur. Le compresseur C' est entraîné par une turbine axiale à hydrogène Th dont les pales sont portées par des disques fixés sur l'arbre du compresseur. La puissance disponible sur l'arbre de la turbine Th est fournie par la détente de l'hydrogène chaud sous pression issu de l'échangeur E situé dans le second module M2, l'échangeur étant pour ce faire relié d'une part à l'entrée de la turbine Th par une tubulure de sortie 1 et d'autre part à la pompe à hydrogène P par une tubulure d'entrée 2. Located upstream, the first module, called adaptation module, referenced M1, comprises a shaft on which are mounted several axial compressor wheels C 'adaptation, so as to compress at low Mach numbers flying , the air sucked into EA by the engine. The compressor C 'is driven by an axial turbine with hydrogen Th whose blades are carried by disks attached to the compressor shaft. The power available on the shaft of the turbine Th is provided by the expansion of the hot hydrogen under pressure from the exchanger E located in the second module M2, the exchanger being for this purpose connected firstly to the entry of the turbine Th through an outlet pipe 1 and secondly to the hydrogen pump P through an inlet pipe 2.

Le module M2 est un moteur à cycle inverse simple ; une faible partie de la puissance fournie par la turbine principale T sert à l'entraînement de la pompe à hydrogène
P. Il est à noter que sur les différentes figures, les mêmes références numériques ou littérales ont été utilisées pour désigner respectivement les mêmes éléments du moteur ; ainsi la liaison mécanique entre le compresseur d'adaptation C' et la turbine à hydrogène Th a été représentée par le trait mixte 3, tandis que le trait mixte 4 désigne la liaison mécanique entre la turbine principale T d'une part, le compresseur principal C et la pompe à hydrogène P d'autre part.The M2 module is a simple reverse cycle engine; a small part of the power supplied by the main turbine T is used to drive the hydrogen pump
P. It should be noted that in the various figures, the same numerical or literal references have been used to designate the same elements of the motor respectively; thus the mechanical connection between the adaptation compressor C 'and the hydrogen turbine Th has been represented by the mixed line 3, while the mixed line 4 designates the mechanical connection between the main turbine T on the one hand, the main compressor C and the hydrogen pump P on the other hand.

Dans le circuit des gaz principaux, l'air, après être passé dans l'entrée d'air EA, est comprimé par le compresseur d'adaptation C' puis est brûlé très partiellement dans le premier foyer F1 d'adaptation en température. In the main gas circuit, the air, after having passed into the air inlet EA, is compressed by the adaptation compressor C 'and is then burned very partially in the first temperature-conversion focus F1.

Les gaz principaux sont ensuite détendus dans la turbine principale T, refroidis dans l'échangeur E puis comprimés à nouveau dans le compresseur principal C. Enfin, les gaz réagissent avec l'hydrogène chaud dans le foyer de rechauffe
F2 avant d'être accélérés dans la tuyère convergentedivergente TS.The main gases are then expanded in the main turbine T, cooled in the exchanger E and then compressed again in the main compressor C. Finally, the gases react with the hot hydrogen in the heating furnace
F2 before being accelerated in the convergentdifferent nozzle TS.

L'hydrogène est stocké dans le réservoir LH2 à une pression de 1 à 3 bars et à une température de 15 à 20 K (liquide cryogénique). I1 est mis sous pression (100 à 150 bars) à l'aide de la pompe P, puis réchauffé dans l'échangeur E avant d'être détendu dans la turbine Th. Une partie de l'hydrogène est injectée dans le foyer F1 par la tubulure 5, tandis que le complément est dirigé vers le foyer F2 par la tubulure 6. The hydrogen is stored in the LH2 tank at a pressure of 1 to 3 bar and at a temperature of 15 to 20 K (cryogenic liquid). I1 is pressurized (100 to 150 bar) using the pump P, then warmed in the exchanger E before being expanded in the turbine Th. Part of the hydrogen is injected into the furnace F1 by the tubing 5, while the complement is directed towards the F2 focus by the tubing 6.

Un tel moteur comporte comme moyens de réglage une entrée d'air EA et une tuyère de sortie TS à géométrie variable pour adapter le moteur aux conditions extérieures de pression et de Mach de vol, ainsi que des cols soniques réglables Cr et Cs de façon à contrôler la répartition des débits-masses d'hydrogène injecté dans les deux foyers F1 et
F2 respectivement, et le taux de détente dans la turbine à hydrogène Th, et par suite le régime de rotation et le rapport de pression du module d'adaptation M1. Le détail d'un col de réglage Cr (ou Cs) a été représenté à titre d'exemple à la figure 13'.L'hydrogène arrivant en H2 et devant être injecté dans le flux q des gaz principaux, on voit que l'on peut réaliser le col réglable avec deux volets
W articulés sur la tubulure d'hydrogène, et dont les extrémités coulissent dans la double paroi p de la tubulure principale.Such a motor comprises, as adjustment means, an air inlet EA and a variable geometry outlet nozzle TS for adapting the engine to the external conditions of pressure and flight Mach, as well as adjustable sonic necks Cr and Cs so as to to control the distribution of the mass flows of hydrogen injected into the two foci F1 and
F2 respectively, and the expansion rate in the hydrogen turbine Th, and consequently the rotational speed and the pressure ratio of the adaptation module M1. The detail of an adjustment neck Cr (or Cs) has been shown by way of example in FIG. 13 '. The hydrogen arriving at H2 and having to be injected into the flow q of the main gases, it is seen that the we can realize the adjustable collar with two shutters
W articulated on the hydrogen tubing, and whose ends slide in the double wall p of the main tubing.

Le mode de réalisation à double flux de la figure 14, avec flux primaire q 1 inchangé, peut être utilisé avantageusement dans le cas où les objectifs de la mission privilégient l'impulsion spécifique. The dual flow embodiment of FIG. 14, with unchanged primary flow, can be used advantageously in the case where the objectives of the mission favor the specific impulse.

Le flux secondaire ou externe q 2 traverse alors une première roue de compresseur Fa ou "fan" entraînée par la turbine à hydrogène Th, un troisième foyer F3 et une tuyère secondaire TS', A désignant un accroche-flammes à la sortie du foyer F3. Au décollage, la richesse en hydrogène au niveau de l'échangeur (r = 2,4), permet un fonctionnement optimal de celui-ci et donc un accroissement de pression important au niveau de l'ensemble thermodynamique fondamental (T, E, C). Cependant, pour améliorer très sensiblement l'impulsion spécifique (Is passera par exemple de 3000 à 8000s), on peut faire brûler l'hydrogène en excès dans le foyer F3 afin d'obtenir l'impulsion spécifique maximale.Aux grands nombres de Mach, le "fan" Fa est arrêté et la partie secondaire du moteur correspondant au flux secondaire q 2 fonctionne en statoréacteur. The secondary or external flow q 2 then passes through a first compressor wheel Fa or "fan" driven by the hydrogen turbine Th, a third focus F3 and a secondary nozzle TS ', A designating a flame holder at the exit of the firebox F3 . At take-off, the hydrogen richness at the exchanger (r = 2.4) allows optimal operation of the exchanger and therefore a significant increase in pressure at the level of the fundamental thermodynamic unit (T, E, C). ). However, to very substantially improve the specific impulse (Is will pass for example from 3000 to 8000s), excess hydrogen can be burned in the focus F3 in order to obtain the maximum specific impulse. the "fan" Fa is stopped and the secondary part of the motor corresponding to the secondary flow q 2 operates as a ramjet.

Avantageusement on prévoit, comme moyen de réglage du débit-masse d'hydrogène injecté dans les foyers F1, F2 et
F3, une vanne V située en amont de la turbine Th (figures 15 à 21). Advantageously, it is provided as a means for controlling the mass flow rate of hydrogen injected into the foci F1, F2 and
F3, a valve V located upstream of the turbine Th (Figures 15 to 21).

Dans le mode de réalisation des figures 15a à 15c, un volet V1 est disposé dans l'entrée d'air, de sorte, soit à être inactif (figure 15a), soit à obturer le trajet du flux primaire y 1 (figures 15b, 15c). Des volets V2 et V3 sont disposés de sorte, soit à obturer le canal X extérieur au "fan" Fa (figure 15a), soit à obturer le trajet de la partie du flux secondaire y 2 pouvant traverser ce "fan" (figures 15b et 15c). Un volet V4 est disposé de sorte, soit à être inactif (figures 15a et 15c), soit à obturer la sortie de la première chambre de combustion F1 et à permettre à une partie du flux secondaire ? 2 d'alimenter la turbine (figure 15b). In the embodiment of FIGS. 15a to 15c, a flap V1 is disposed in the air inlet, so that it is either inactive (FIG. 15a) or plugging the path of the primary flow y 1 (FIGS. 15c). Shutters V2 and V3 are arranged so that either the outer channel X is closed to the "fan" Fa (FIG. 15a), or the path of the part of secondary flux y 2 that can pass through this "fan" is closed off (FIGS. 15c). A flap V4 is arranged to either be inactive (FIGS. 15a and 15c), or to close off the outlet of the first combustion chamber F1 and to allow a portion of the secondary flow. 2 to feed the turbine (Figure 15b).

Aux faibles nombres de Mach (O à 4 ou 4,5) le moteur a ses volets dans la position de la figure 15a et fonctionne comme décrit précédemment avec référence à la figure 14. Aux nombres de Mach intermédiaires (M compris entre 4 et 6,5) l'arbre avant 3 est arrêté, le foyer avant F1 est éteint et ce module d'adaptation est isolé thermiquement grâce à la fermeture des volets V1, V2, V3, V4. Le canal extérieur X est alimenté et fonctionne alors en statoréacteur tandis que le canal interne fonctionne en moteur à cycle inverse simple (figure 15b, avec V4 abaissé). At low Mach numbers (0 to 4 or 4.5) the engine has its flaps in the position of Figure 15a and operates as previously described with reference to Figure 14. At the intermediate Mach numbers (M between 4 and 6 , 5) the front shaft 3 is stopped, the front focus F1 is off and this adaptation module is thermally insulated through the closure of the shutters V1, V2, V3, V4. The outer channel X is powered and then operates as a ramjet while the inner channel operates as a single reverse cycle engine (Figure 15b, with V4 lowered).

Pour un fonctionnement à un nombre de Mach supérieur à 7, seul le canal extérieur X est alimenté et fonctionne alors en statoréacteur à combustion supersonique (utilisation de la géométrie variable, figure 15c). For operation with a Mach number greater than 7, only the outer channel X is energized and then operates as a supersonic combustion ram jet engine (use of the variable geometry, FIG. 15c).

Dans le moteur à module d'adaptation à double corps de la figure 16, on utilise un corps haute vitesse constitué de la turbine à hydrogène basse pression Th2 et du compresseur haute pression C'2. Le corps haute pression comprend alors la turbine haute pression Thl, le compresseur d'adaptation C'1 et le "fan" accouplé à C'1. Le "fan" et C'1 peuvent comporter les mêmes aubes. Celles-ci sont alors munies de talons intermédiaires pour séparer les flux yl et cl 2. In the dual-body adapter engine of Fig. 16, a high-speed body consisting of the low-pressure hydrogen turbine Th2 and the high-pressure compressor C'2 is used. The high pressure body then comprises the high pressure turbine Thl, the adaptation compressor C'1 and the "fan" coupled to C'1. The "fan" and C'1 can have the same blades. These are then provided with intermediate beads to separate the flows yl and cl 2.

L'hydrogène issu de l'échangeur E traverse par deux fois le circuit principal : d'une part lors de l'alimentation de la turbine Thl-Th2, et d'autre part lors de l'alimentation du foyer de rechauffe F2. Les tuyauteries, et notamment les tubulures 6, 1 et 2, peuvent être responsables de pertes de charge non négligeables. Aussi il est proposé de ménager pour l'hydrogène des conduits 6', 1' traversant les aubes 7 du premier distributeur D de la turbine principale T (figure 16a). De la même façon, il peut être avantageux, préalablement à l'alimentation de l'échangeur E, de faire passer l'hydrogène à travers les aubes 8 d'un redresseur du compresseur principal C (figure 16b). The hydrogen from the exchanger E passes through the main circuit twice: firstly during the feeding of the Th1-Th2 turbine, and secondly during the feeding of the heating furnace F2. The pipes, and in particular the pipes 6, 1 and 2, can be responsible for significant pressure drops. Also it is proposed to spare for hydrogen ducts 6 ', 1' through the vanes 7 of the first distributor D of the main turbine T (Figure 16a). In the same way, it may be advantageous, prior to feeding the exchanger E, to pass the hydrogen through the blades 8 of a rectifier of the main compressor C (Figure 16b).

Ces dispositions, outre qu'elles permettent une réduction des pertes de charge, ont l'avantage de conduire à un fonctionnement thermodynamique globalement favorable, et elles assurent un refroidissement efficace du distributeur D de la turbine principale par convection interne. These arrangements, in addition to allowing a reduction in pressure losses, have the advantage of leading to a generally favorable thermodynamic operation, and they ensure efficient cooling of the distributor D of the main turbine by internal convection.

I1 est à noter aussi que des prélèvements d'air frais ou à température modérée peuvent être effectués sur le compresseur C afin de refroidir les premières roues de turbine T (notamment refroidissement par film d'air protecteur). It should also be noted that samples of fresh air or moderate temperature can be made on the compressor C to cool the first turbine wheels T (including cooling by protective air film).

Enfin, la pompe P peut être entraînée par une petite turbine à gaz fonctionnant à l'hydrogène et qui est indépendante du propulseur principal, configuration qui peut s' avérer avantageuse au niveau de la régulation de la vitesse. Finally, the pump P can be driven by a small gas turbine operating with hydrogen and which is independent of the main thruster, a configuration that can be advantageous in terms of speed regulation.

Le turbomoteur de la figure 17 concerne une turbine à gaz qui a la même architecture que le moteur de la figure 13, excepté que la tuyère de sortie TS a été remplacée par une turbine libre TL, sur l'arbre Pmu de laquelle on recueille la puissance utile pour les servitudes (démarrages, alternateurs, conditionnement d'air, entraînement des pompes...)
Le réglage de la vitesse de rotation s'effectue comme sur les propulseurs principaux, et une telle disposition permet de récupérer sur l'arbre une puissance mécanique constante, quels que soient l'altitude et le Mach de vol.The turbine engine of FIG. 17 concerns a gas turbine which has the same architecture as the engine of FIG. 13, except that the outlet nozzle TS has been replaced by a free turbine TL, on the shaft Pmu from which the turbine is collected. useful power for servitudes (starts, alternators, air conditioning, pump drive ...)
The adjustment of the rotation speed is as on the main thrusters, and such an arrangement allows to recover on the tree a constant mechanical power, regardless of the altitude and the flight Mach.

Avantageusement, l'hydrogène brûlé dans l'ensemble des deux foyers F1 et F2 correspondra à un mélange stoechiométrique, alors que la richesse au niveau de l'échangeur E sera de l'ordre de 2,4 pour assurer un fonctionnement optimal. Ainsi, on sera amené à disposer en aval de la turbine à hydrogène Th d'un conduit de dérivation 9 vers les moteurs principaux, disposition qui permettra donc d'économiser l'énergie. Advantageously, the hydrogen burned in all of the two foci F1 and F2 will correspond to a stoichiometric mixture, while the richness in the exchanger E will be of the order of 2.4 to ensure optimal operation. Thus, it will be necessary to have downstream of the hydrogen turbine Th a bypass duct 9 to the main engines, provision that will thus save energy.

La turbine libre TL peut être constituée par des turbines contrarotatives entraînant des hélices contrarotatives. On obtient alors un turbopropulseur à hydrogène. Afin de minimiser la consommation d'hydrogène, on injecte dans les foyers F1 et F2 uniquement la quantité stoechiométrique d'hydrogène. L'excédent est alors injecté par la conduite précitée 9 dans un turbopropulseur conventionnel. On peut donc coupler avantageusement des turbopropulseurs dérivés du moteur conforme à l'invention et des turbopropulseurs conventionnels de façon à obtenir la consommation spécifique minimale. Cette idée est aussi valable pour le turboréacteur à double flux, ce qui permettrait un couplage avantageux d'un turboréacteur double-flux conforme à l'invention et d'un double-flux conventionnel, de façon à obtenir la consommation spécifique minimale. The free turbine TL may be constituted by counter-rotating turbines driving counter-rotating propellers. A hydrogen turboprop is then obtained. In order to minimize the consumption of hydrogen, only the stoichiometric quantity of hydrogen is injected into the foci F1 and F2. The excess is then injected by the above-mentioned pipe 9 into a conventional turboprop engine. It is therefore possible to advantageously couple turboprops derived from the engine according to the invention and conventional turboprop engines so as to obtain the minimum specific consumption. This idea is also valid for the turbojet engine, which would allow advantageous coupling of a double-flow turbojet according to the invention and a conventional double-flow, so as to obtain the minimum specific consumption.

Dans une variante de l'invention (figure 20) applicable, par exemple, aux formes de réalisation du moteur à double corps montré sur la figure 19, le système de refroidissement des gaz principaux et de réchauffage de l'hydro- gène comprend deux échangeurs E2, El disposés en série dans le circuit d'alimentation de l'hydrogène. Ainsi les gaz principaux sont d'abord refroidis au moyen de l'échangeur El disposé entre la turbine T2 et le compresseur C1 puis, avec l'échangeur E2 disposé entre les compresseurs C1 et C2. In a variant of the invention (FIG. 20) applicable, for example, to the embodiments of the dual-body engine shown in FIG. 19, the main gas cooling and the hydrogen heating system comprises two heat exchangers. E2, E1 arranged in series in the hydrogen supply circuit. Thus the main gases are first cooled by means of the exchanger E1 disposed between the turbine T2 and the compressor C1 and then with the exchanger E2 disposed between the compressors C1 and C2.

Cette disposition à deux échangeurs en série réduit les risques de givrage rencontrés avec un système à un seul échangeur. Dans une autre variante de réalisation de l'invention représentée schématiquement sur la figure 21, un gaz neutre, par exemple de l'hélium, est utilisé comme fluide caloporteur pour réaliser un découplage entre les gaz principaux et l'hydrogène. L'hélium circule alors dans un circuit fermé comprenant une pompe P' et un échangeur E' disposé entre la turbine T et le compresseur C. Cet hélium est lui-même refroidi dans un échangeur E" au moyen de l'hydrogène cryogénique.This arrangement with two exchangers in series reduces the risks of icing encountered with a single-exchanger system. In another variant embodiment of the invention shown diagrammatically in FIG. 21, a neutral gas, for example helium, is used as a coolant for decoupling between the main gases and hydrogen. The helium then circulates in a closed circuit comprising a pump P 'and an exchanger E' disposed between the turbine T and the compressor C. This helium is itself cooled in an exchanger E "by means of cryogenic hydrogen.

On va maintenant rappeler quels sont les avantages de l'invention, ainsi que les résultats comparatifs avec d'autres moteurs. We will now recall what are the advantages of the invention, as well as comparative results with other engines.

Pour ce qui concerne le moteur à module d'adaptation monoflux, la poussée par unité de débit d'air aspiré est supérieure à celle des autres moteurs aérobies sur toute la gamme de nombres de Mach de vol comprise entre 0 et 6,5. With respect to the monoflux adaptation engine, the thrust per unit of sucked air flow rate is higher than that of the other aerobic engines over the entire range of Mach Mach numbers between 0 and 6.5.

Cette caractéristique est très favorable lorsqu'elle s'applique aux avions spatiaux, pour lesquels la capacité à accélérer est un paramètre fondamental.This characteristic is very favorable when it applies to space planes, for which the ability to accelerate is a fundamental parameter.

Dans sa version monoflux, le moteur à module d'adaptation a une impulsion spécifique très convenable. In its monoflow version, the adaptation module motor has a very suitable specific pulse.

Celle-ci peut être largement accrue et dépasser celle du turboréacteur classique aux faibles nombres de Mach, à condition d'utiliser un moteur à module d'adaptation doubleflux.This can be greatly increased and exceed that of the conventional turbojet engine with low Mach numbers, provided to use a motor with dual-flow adaptation module.

La régulation de la vitesse de rotation, donc du rapport de pression, du module d'adaptation en fonction du nombre de Mach de vol, d'une part, et celle de la température du foyer avant F1, d'autre part, conduisent à fixer un régime de fonctionnement unique pour l'ensemble turbine principale T, échangeur E, compresseur principal ou arrière
C. Ainsi, le rendement des composants est toujours optimal, et cette unicité de fonctionnement entraîne une fiabilité accrue du moteur. Enfin, on évite les chocs thermiques au niveau de l'échangeur.The regulation of the rotational speed, therefore of the pressure ratio, of the adaptation module as a function of the Mach number of flight, on the one hand, and that of the temperature of the front focus F1, on the other hand, lead to set a single operating speed for the main turbine assembly T, heat exchanger E, main or rear compressor
C. Thus, the efficiency of the components is always optimal, and this uniqueness of operation results in increased reliability of the engine. Finally, it avoids thermal shocks at the exchanger.

Un moteur à module d'adaptation conforme à l'invention peut être réalisé avec les technologies actuelles. A motor with adaptation module according to the invention can be realized with current technologies.

L'échangeur E n'est pas soumis à des températures trop importantes, puisque les gaz principaux y entrent à
T = 1200 K et que l'hydrogène, qui impose pratiquement sa température au matériau constitutif de l'échangeur, sort pratiquement à T = 940-K. Exchanger E is not subjected to too high temperatures, since the main gases enter at
T = 1200 K and that the hydrogen, which substantially imposes its temperature on the material constituting the exchanger, comes out practically at T = 940-K.

Le problème le plus délicat au niveau des matériaux est celui de la tenue des pales du dernier rotor du compresseur d'adaptation C' aux grands nombres de Mach de vol, du fait des hautes températures d'arrêt atteintes. Néanmoins, la résolution du problème est facilitée du fait que pour ce régime de fonctionnement le rotor est immobile. Enfin, la version à canal de dérivation X et à volets permet de s'affranchir de ce problème de tenue en température. The most delicate problem in terms of materials is that of holding the blades of the last rotor of the adaptation compressor C 'to the large numbers of Mach of flight, because of the high stopping temperatures reached. Nevertheless, the resolution of the problem is facilitated by the fact that for this operating mode the rotor is stationary. Finally, the X-channel and flap channel version makes it possible to overcome this problem of temperature withstand.

On notera par ailleurs que la version mono flux a été conçue pour obtenir un moteur haute pression et à poussée spécifique élevée. Ces caractéristiques permettent de diminuer les dimensions et donc le poids à la fois de l'entrée d'air EA et de la tuyère d'éjection TS. Note also that the single-flow version has been designed to obtain a high pressure motor and high specific thrust. These characteristics make it possible to reduce the dimensions and therefore the weight of both the air intake EA and the exhaust nozzle TS.

En turbomoteur, le moteur conforme à l'invention permet l'obtention d'une puissance mécanique utile indépendante de l'altitude, un niveau de consommation spécifique très faible et une puissance spécifique élevée. In a turbine engine, the engine according to the invention makes it possible to obtain a useful mechanical power independent of altitude, a very low specific consumption level and a high specific power.

Parmi les caractéristiques plus particulièrement originales, il y a lieu de mentionner
a) le couplage en série avec recouvrement, pour ce qui concerne le flux principal, d'un module de type turbofusée sans son générateur de gaz, et d'un module de type moteur à composants inverses conformes à la demande de brevet ONERA rappelée au début, ces deux modules possédant en commun le foyer amont F1 du moteur à cycle inverse.En outre, la turbine à hydrogène Th du module de turbofusée est ici alimentée par l'hydrogène chaud issu de l'échangeur cryogénique du moteur à cycle inverse (ou par l'hélium chaud, figure 21) ;
b) le réglage du régime de rotation et du rapport de pression du module d'adaptation, de la température d'arrêt dans le foyer F1 de façon à obtenir, quels que soient le nombre de Mach de vol et l'altitude, des conditions d'arrêt en température et pression constantes à l'entrée de la turbine du moteur à cycle inverse.Among the most particularly original features, it is worth mentioning
a) the series coupling with overlap, as regards the main flow, of a turbofused type module without its gas generator, and a reverse-component type engine module conforming to the ONERA patent application referred to in US Pat. initially, these two modules having in common the upstream focus F1 of the reverse cycle engine. In addition, the hydrogen turbine Th of the turbofused module is here fed by the hot hydrogen from the cryogenic exchanger of the reverse cycle engine ( or by hot helium, Figure 21);
b) the adjustment of the rotational speed and the pressure ratio of the adaptation module, of the stopping temperature in the furnace F1 so as to obtain, whatever the Mach Mach number and the altitude, conditions stopping at constant temperature and pressure at the inlet of the reverse cycle motor turbine.

Ces moyens de réglage sont des cols soniques ajustables Cr, Cs au niveau de l'injection dans les foyers
Fl et F2, et une vanne de dérivation du circuit d'hydrogène
V (figures 15 à 21) située juste en amont de la turbine à hydrogène Th. L'hydrogène issu de cette vanne V est dirigé en partie vers la turbine Th et en partie vers le foyer F2 (et vers le foyer F3 dans le cas du double-flux).These adjustment means are adjustable sonic necks Cr, Cs at the level of the injection into the hearths
Fl and F2, and a bypass valve of the hydrogen circuit
V (FIGS. 15 to 21) located just upstream of the hydrogen turbine Th. The hydrogen coming from this valve V is directed partly towards the turbine Th and partly towards the hearth F2 (and towards the hearth F3 in the case double flow).

Pour toutes les formes de réalisation décrites, on pourrait remplacer avantageusement l'ensemble monocorps turbine principale T-compresseur arrière C par un ensemble à double corps comprenant deux lignes d'arbres concentriques 4 et 4' (figure 19) avec deux turbines T1, T2 et deux compresseurs C1, C2, la turbine haute pression T1 entraînant le compresseur haute pression C2, et la turbine basse pression T2 entraînant le compresseur basse pression C1. For all the described embodiments, it would be advantageous to replace the main turbine-engine T-compressor one-piece assembly C by a double-body assembly comprising two concentric shaft lines 4 and 4 '(FIG. 19) with two turbines T1, T2 and two compressors C1, C2, the high-pressure turbine T1 driving the high-pressure compressor C2, and the low-pressure turbine T2 driving the low-pressure compressor C1.

Cette disposition augmente le rendement de ces turbomachines et diminue leur nombre d'étages. Dans ces conditions, la vitesse de rotation de l'arbre 4 est supérieure à celle de l'arbre 4'.This arrangement increases the efficiency of these turbomachines and reduces their number of stages. Under these conditions, the rotational speed of the shaft 4 is greater than that of the shaft 4 '.

Enfin on peut signaler que le moteur selon l'invention peut être utilisé à l'aval d'un piège à couche limite d'entrée d'air hypersonique d'avion spatial. Finally, it can be pointed out that the engine according to the invention can be used downstream of a hypersonic air space entry limit layer trap.

Claims

1. An aerobic jet engine for hypersonic propulsion, of the type employing at least two heat sources at different temperatures, namely at least one hot or intermediate temperature source and a cold source, said hot or intermediate temperature source being constituted by the atmospheric air, said cold source being constituted by a heat exchanger heat exchanger (E) supplied with liquid hydrogen (LH2), the aforesaid heat engine comprising at least one main turbine (T) disposed upstream of said exchanger, itself same disposed upstream of a main compressor (C) driven by said main turbine (T), the kinetic energy of the ejection gases producing the thrust required for hypersonic propulsion, the engine comprising at least a first combustion chamber or temperature adjustment focal point (F1) arranged downstream of an air inlet (EA) and supplying said main turbine (T) , characterized in that it further comprises, between said air inlet (EA) and said first combustion chamber (F1), a pressure adaptation module (C ', Th), said module being adjusted so to provide a stopping pressure (Pi2) at the inlet of said first substantially constant combustion chamber (F1) for very different Mach numbers.

2. Motor according to claim 1, characterized in that said pressure adaptation module comprises an adaptation compressor (C ') disposed downstream of said air inlet (EA), said adaptation compressor being driven by a hydrogen auxiliary turbine (Th) fed by said cryogenic exchanger (E).

3. Motor according to claim 2, characterized in that it comprises a first adjustable sonic neck (Cr) disposed downstream of said auxiliary turbine (Th) for the injection of hydrogen into said first combustion chamber (F1). , said neck for adjusting the load provided by said turbine, and thus the power supplied to the shaft, thereby controlling the compression ratio (W) of said matching compressor (C ').

4. Motor according to claim 2 or 3, characterized in that it comprises a second neck (Cs) of hydrogen injection control in a second combustion chamber or heating chamber (F2) disposed upstream of a outlet nozzle (Ts), this neck (Cs) being fed by said auxiliary turbine (Th).

5. Motor according to any one of the preceding claims, with double flow, characterized in that it comprises in the external or secondary flow (y 2) a "fan" (Fa) driven by said auxiliary turbine (Th), and a third furnace (F3) supplied with hydrogen by the latter and which follows a secondary outlet nozzle (TS ').

6. A dual flow engine according to claim 5, characterized in that it comprises a flow path (X) external to said "fan" (Fa), and a system of movable flaps (V2, V3) adapted to direct the secondary flow (Cf 2) either through said "fan" (Fa) or in the outer vein (X).

7. Motor according to claim 6, characterized in that it further comprises a movable flap (V1) clean to direct the primary flow (yl) on said matching compressor (C '), or to close the entrance said compressor.

8. Motor according to claim 6 or 7, characterized in that it further comprises a movable flap (V4) adapted to close the outlet of the first combustion chamber (F1) and ensure the air supply of the turbine principal (T).

9. Engine according to any one of claims 4 to 8, characterized in that it comprises, for the passage of hydrogen from the auxiliary turbine (Th) said heating hearth (F2), ducts (6 '). and for the passage of hydrogen from the exchanger (E) to the auxiliary turbine (Th) of the ducts (1 '), said ducts (1') and (6 ') passing through the vanes (7) of the distributor (D). ) of said main turbine (T).

10. Engine according to any one of the preceding claims, characterized in that for the hydrogen supplying said exchanger (E) are provided passages through the vanes (8) of a rectifier of the main compressor (C).

11. Motor according to any one of claims 1 to 4, characterized in that it comprises at the output a free turbine (TL) for example with contrarotative turbines, on the shaft from which one can collect the power necessary for the operation of easements.

12. Motor according to any one of the preceding claims, characterized in that it comprises a main module (T, E, C) double body, namely comprising, from upstream to downstream, a high pressure turbine (T1), a low pressure turbine (T2), a cryogenic exchanger (E), a low pressure compressor (C1) driven by the low pressure turbine (T2), and a high pressure compressor (C2) driven by the high pressure turbine (T1), the respective compressor turbine coupling shafts (4, 4 ') being coaxial.

13. Motor according to any one of the preceding claims, characterized in that it comprises a double-body adaptation module (C ', Th) (Th1, Th2-C'1, C'2).

14. Motor according to claim 12, characterized in that it comprises two heat exchangers (E2, El) supplied in series with liquid hydrogen and arranged respectively between the compressors (C1 and C2) and between the low pressure turbine (T2). and the low pressure compressor (C1).

15. Motor according to any one of the preceding claims, characterized in that it comprises a bypass valve (V) disposed just upstream of the hydrogen turbine (Th) for adjusting the hydrogen mass flow rate injected into outbreaks (F1, F2, F3).