FR2801936A1

FR2801936A1 - Moteur de fusee pour combustible liquide a circuit moteur ferme

Info

Publication number: FR2801936A1
Application number: FR0015567A
Authority: FR
Inventors: Chris Udo Mading
Original assignee: Astrium GmbH
Current assignee: Airbus DS GmbH
Priority date: 1999-12-03
Filing date: 2000-12-01
Publication date: 2001-06-08
Anticipated expiration: 2020-12-01
Also published as: JP4430226B2; US20010015063A1; US6470670B2; DE19958310C2; JP2001193565A; DE19958310A1; FR2801936B1

Abstract

Moteur avec une alimentation pour chaque combustible liquide vers la chambre de combustion (14), des turbopompes (3, 4) dans la veine principale (1, 2) de l'alimentation, un générateur de gaz (7) prévu dans une première veine auxiliaire (5, 6) pour entraîner les turbopompes (3, 4) et des conduites d'évacuation (8, 9, 10) pour évacuer les gaz d'échappement du générateur de gaz (7) débouchant dans la veine principale (1, 2).Au moins une partie des conduites d'évacuation (9) débouche en amont des turbopompes (3, 4) dans la veine principale (2) d'au moins l'un des combustibles liquides.

Description

La présente invention concerne un moteur de fusée pour combustible liquide comportant un circuit moteur, fermé, avec au moins une alimentation oour chaque combustible li quide vers la chambre de combustion, des turbopompes dans la veine principale de l'alimentation, un générateur de gaz pré vu dans une première veine auxiliaire pour entraîner les tur bopompes, des conduites d'évacuation pour évacuer les gaz d'échappement du générateur de gaz débouchant dans la veine principale.

Selon l'état de la technique, on connaîtdéjà des moteurs de fuséesà combustible liquide et circuits moteurs fermés ou circuits moteurs ouverts. Ces moteurs sont par exemple décrits dans le document US-A-5 404715 sous la réfé rence de moteurs de fuséesà cycle de fluide auxiliaire di rect ou cycle de fluide auxiliaire parallèle . Les deux principes de l'état de la technique présentent toutefois des inconvénients. Les moteurs de fusées connusà circuit moteur ouvert présentent certes une construction plus simple, notam ment pour l'interface entre les alimentations et la chambre de combustion, mais l'évacuation séparée des gaz d'échappement du générateur de gaz se traduit par des pertes d'impulsion qui réduisent la poussée du moteur. Une telle ré duction de la poussée peut s'éviter par des circuits moteurs selon 'L'état de la technique. Mais l'inconvénient des cons tructions connues est de nécessiter une construction compli quée, notamment au niveau de l'interface entre les alimentations et la chambre de combustion et d'avoirà accor der d'une manière très spécifique les composants correspon dants.

La présente invention a pour but de développer un moteur de fusée plus efficace ayant une construction plus simple.

A cet effet, l'invention concerne un moteur du type défini ci-dessus, caractérisé en ce qu'au moins une par tie des conduites d'évacuation débouche en amont des turbo pompes dans la veine principale d'au moins l'un des combustibles liquides. Les conduites d'évacuation n'arrivent pas ainsi au niveau de la chambre de combustion au bout de la tête d'injection la chambre de combustion dans la veine princi pale comme cela est habituel dans l'état de la technique; au contraire, conduites d'évacuation arrivent en un point éloigné de la chambre de combustion dans la veine principale, dans la zone amont des turbopompes si bien qu'ily a pas à tenir compte des conduites d'évacuation pour la conception de l'interface entre les conduites d'alimentation et cham bre de combustion. Dans la veine principale d'une alimenta tion il n' prévu qu'une turbopompe si bien les conduites d'évacuation débouchent dans la veine principale en amont de cet-te turbopompe. On peut toutefois prévoir egale- ment plusieurs turbopompes successives dans la veine princi pale. Tues conduites d'évacuation débouchent alors au moins en amont de la dernière turbopompe, vue en aval, dans la veine principale; on peut toutefois les faire déboucher encore plus en amont dans la veine principale, par exemple en amont de toutes les turbopompes successives.

veine auxiliaire qui alimente en combustible le générateur de gaz peut être alimentéeà partir de sources différentes. peut par exemple prévoir de faire dériver cette veine auxiliaire de la veine principale de combustible liquide. Cette dérivation peut se faireà un endroit appro prié de la veine principale. On prévoit de préférence que la veine auxiliaire alimentant le générateur de gaz soit dérivée de la veine principale en aval des turbopompes. Ainsi, legé- nérateur de sera alimenté en combustibledéjà à pression élevée. On peut ainsi atteindre des pressions plus élevées pour la partie du générateur de gaz lui-même et pour les gaz d'échappement du générateur, ce qui facilite la réinjection des gaz d'échappement dans la veine principale et aboutit d'autre partà des pertes d'impulsion plus faibles du moteur de fusée. Mais on peut également prévoir autrement que la première veine auxiliaire soit au moins en partie alimentéeà partir de sources de carburant séparées, par exempleà partir d'un réservoir distinct. On peut prévoir de faire fonctionner le générateur de gaz avec une autre composition de combusti- blé ou en principe avec d'autres combustibles que la chambre de combustion du moteur de fusée. Un tel moteur fusée cor respond ainsi un systèmeà composant triple ou multiple.

Pour augmenter la pression dans la veine princi pale du combustible liquide en amont des turbopompes, notam ment pour créer les conditions de pression nécessairesà l'introduction des gaz d'échappement du générateur de gaz, sans produire d'évaporation, on peut prévoir qu'au moins l'une des turbopompes soit précédée d'au moins un étage de compression (pompe amplificatrice ou pompeà jet). Les con duites d'évacuation des gaz d'échappement du générateur de gaz débouchent alors de préférence au niveau de l'étage de compression dans la veine principale. Pour arriver en même tempsà une amélioration du comportement en cavitation, on peut utiliser des pompesà double flux comme turbopompes. L'introduction des gaz d'échappement du générateur de gaz avec surpression se répercute également de manière avanta geuse sur le comportement en cavitation. Enfin, par une adap tation appropriée des états de température et de pression au niveau du débouché des conduites d'évacuation on ev#-*-te la va porisation du combustible liquide dans la veine principale. On peut en outre améliorer le comportement en cavitation par une conception appropriée des aubes des turbopompes, pour que malgré un mélange rapide des gaz d'échappement du générateur de aaz avec la veine principale, on évite une condensation incomplète des gaz d'échappement.

La condensation des gaz d'échappement du généra teur de gaz dans la veine principale peut encore être facili tée en abaissant la température des gaz d'échappement avant leur introduction dans la veine principale. Pour cela, on peut prévoir que les conduites d'évacuation comportent un échangeur de chaleur pour refroidir les gaz d'échappement du générateur de gaz. Ainsi, on peut faire passer par exemple les conduites d'évacuation plusieurs fois autour de la veine principale pour réaliser un contact thermique avec les con duites de la veine principale. La veine principale refroidie abaisse ainsi la température des gaz d'échappement du généra teur de gaz. Une seconde possibilité pour abaisser la tempéra ture des gaz d'échappement du générateur de gaz consisteà dériver une autre veine auxiliaire de la veine principale pour la fournir aux conduites d'évacuation. Les gaz d'échappement du générateur de gaz sont ainsi méIangés avant leur introduction dans la veine principale,à une certaine quantité de combustible liquide refroidi, si bien que l'on abaisse la température des gaz d'échappement, de manière si gnificative, et on facilite la condensation lors de 'Leur in troduction ensuite dans la veine principale.

Pour faciliter l'allumage du moteur de fusée pen dant la phase de démarrage, on peut prévoir que les conduites d'évacuation comportent une dérivation avec une vanne de com mutation et une première branche commedéjà décrite débouche dans la veine principale en amont des turbopompes ai-ors qu'une seconde branche débouche dans la veine principale en aval des turbopompes. Pendant la phase de démarrage, on peut réguler la vanne de commutation pour que les gaz d'échappement passent tout d'abord dans la veine principale seulement en aval des turbopompes. Si le mode de fonctionne ment du moteur de fusée s'est suffisamment stabilisé, on peut commuter la vanne pour que les gaz d'échappement du généra teur de gaz arrivent de nouveau comme décrit dans la veine principale, en amont des turbopompes. La seconde branche est ainsi fermée pour les gaz d'échappement du générateur de gaz.

La présente invention sera décrite ci-après de manière plus détailléeà l'aide d'un exemple de réalisation reDrésenté à l'aide des dessins annexés dans lesquels: - la figure1 montre un moteur de fuséeà circuit ouvert ou fermé correspondantà l'état de la technique, - la figure 2 montre un moteur de fusée selon l'invention cââ circuit fermé, - la figure3 montre le moteur de fusée de la figure 2 avec introduction des gaz d'échappement du générateur de gaz en amont d'une turbopompe, - la figure 4 montre un moteur de fusée selon la figure 2 avec introduction des gaz d'échappement au niveau d'un étage compression et refroidissement des gaz d'échappement par l'alimentation en combustible liquide, - la figure5 montre un moteur de fusée selon la figure 2 avec introduction des gaz d'échappement en amont de la turbopompe et une source de combustible distincte pour le générateur de gaz, - la figure6 montre un moteur de fusée selon la figure avec introduction des gaz d'échappement au niveau d'un étage de compression et d'un échangeur de chaleur pour re froidir gaz d'échappement.

Les figures la etlb correspondentà l'état de la technique auquel il a étédéjà fait référence dans le préam bule. La figure la montre un moteur de fusée comportant un circuit de moteur ouvert avec des alimentations1 et 2 fou-r- nissant la veine principale de combustible liquideà la cham bre de combustion 14. Les conduites d'alimentation comportent des turbopompes3, 4 servantà augmenter la pression des com bustibles liquides. Er. aval des turbopompes3, 4, dérive une veine auxiliaire5, 6 qui fournit,à un générateur de gaz7, le carburant nécessaireà son entraînement. Les gaz d'échappement du générateur de gaz7 entraînent les turbopom pes3, 4; puis les gaz d'échappement sont évacués par la conduite8 sans être réinjectés dans la veine principale. Il en résulte une perte d'impulsion réduisant la poussée du mo teur de fusée.

La figurelb montre un moteur de fusée comportant un circuit fermé dont les alimentations du flux principal1, 2 comportent également des turbopompes3, 4 entraînées par les gaz d'échappement d'un générateur de gaz7 alimenté lui mêmeà partir d'une veine auxiliaire5, 6, dérivé de la veine principale1, 2. Les gaz d'échappement du générateur de gaz ne sont toutefois pas évacués séparément mais sont de nouveau reconduits par une conduite de sortie8 dans la veine princi pale, ce qui évite toute perte importante d'impulsion. #C-o=,e cela apparaît clairementà la figurelb, il faut une concep tion plus compliquée de l'interface entre la chambre de com bustion 14 et la zone d'alimentation des combustibles liquides. La figure 2 montre un dispositif selon l'invention pour un moteur de fusée carburant liquide. Dans ce cas on a également dans une veine principale1, 2 de l'alimentation de carburants liquides, des turbopompes3, 4; dans le présent exemple de réalisation selon la figure 2, une première veine principale1 est prévue pour du combustible liquide (combustible), et une seconde veine principale 2 pour une alimentation en oxygène liquide (Lox) . La turbopompe 4 d'oxygène liquide est précédée par un étage de compression11 sous la forme d'une pompe amplificatrice. En aval des pompes 3, 4, une veine auxiliaire5, 6 dérive de la veine principale 1, 2 et fournit le combustible liquideà un générateur de gaz 7. Dans le générateur de gaz7, sous l'effet d'un fort excé dent d'oxygène liquide Lox, une réaction avec les combust-i- bles liquides génère toujours encore des gaz d'échappement riches en oxygène entraînant les turbopompes3, 4. Les gaz d'échappement du générateur de gaz sont évacués par des con duites de sortie8, 9, 10. La première partie8 des conduites d'évacuation aboutità une dérivation avec une vanne de com mutation13. Au niveau de celle-ci les conduites de sortie se subdivisent en une première branche9 et une seconde branche 10. La première branche10 passe par un échangeur de chaleur 12 et débouche en aval de la turbopompe 4 d'oxygène liquide, au niveau de l'étage de compression11, dans la veine princi pale d'oxygène liquide LOX 2. L'étage de compression11 crée les conditions de pression nécessairesà l'introduction des gaz d'échappement en évitant une vaporisation. La seconde branche10 débouche dans la veine principale en aval de la turbopompe 4 de sorte que les gaz de sortie du générateur de gaz arrivent dans la zone qui précède directement la chambre de combustion 14. La vanne de commutation13 est conçue pour libérer soit la première branche9, soit la seconde branche 10 des gaz de sortie du générateur de gaz7.

Selon la figure 2, le moteur de fusée selon l'invention correspondà une construction considérablement plus simple que le moteur de fusée de la figurelb connu jus qu'à présent selon l'état de la technique. Malgré cette sim- plicité, on évite les pertes d'impulsion par un circuit fer-né du moteur.

La figure3 montre une variante du montage de la figure 2 dans laquelle la conduite de sortie8 des gaz d'échappement du générateur de gaz débouche sans dérivation dans la veine principale 2, et l'étage de compression11 en amont de la turbopompe 4 a été supprimé. Les conduites de sortie8 peuvent déboucherà un endroit quelconque dans la veine principale 2.

La figure 4 montre une autre variante du moteur de fusée de la figure 2; dans ce cas également, on a suppri mé la dérivation des conduites de sortie8 mais on a prévu, pour refroidir les gaz d'échappement du générateur de gaz7, une autre veine auxiliaire16 dérivée de la veine principale 2 en aval de la turbopompe 4 et arrivant dans les conduites 8. Ainsi, avant l'introduction des gaz de sortie du généra teur de gaz7 dans la veine principale 2, on mélange les gaz de sortieà une partie de combustible liquide (dans le cas de la figure 4il s'agit d'oxygène liquide) et on refroidit ain si. On améliore dans ces conditions le comportement en cavi- tation. Pour améliorer encore plus le comportement en cavitation, la turbopompe 4 a été conçue dans l'exemple de la figure 4 comme pompeà double flux.

L'exemple de la figure5 correspondà une autre variante du moteur de fusée de la figure 2. La veine auxi liaire5 est prévue ici pour alimenter le générateur de gaz7 à partir d'une source de combustible15, distincte, compre nant par exemple un réservoir de combustible (dans l'exemple de laf igure 5 il s1 agit de H202). Laf J cure5 montre ainsi un systèmeà trois composants comportant du combustible li quide ainsi que de l'oxygène liquide pour le fonctionnement de la chambre de combustion 14, ainsi que H202 pour le fonc tionnement du générateur de gaz7. Pour le fonctionnement du générateur de gaz7, H202 est décomposé par voie catalytique dans ses composants principaux P20 eù 02. Ainsi H202 suppose les mêmes conditions qu'une combustion riche en agent oxy dant, utilisant de l'oxygène et un combust'à-ble liquide comme par exemple un hydrocarbure. La figure6 montre de nouveau une variante du mo teur de fusée de la figure 2; pour refroidir des gaz de sor tie du générateur de gaz, les conduites de sortie comportent un échangeur de chaleur 12. Les conduites8 con tournent la veine principale 2 en aval de la turbopompe 4 et sont mises en contact thermique avec la veine principale 2. Les gaz de sortie du générateur de gaz7 sont ainsi refroidis par veine principale froide 2 de l'oxygène liquide. Après introduction dans la veine principale 2 on facilite ainsi la condensation des gaz de sortie du générateur de gaz7 et on améliore le comportement en cavitation.

Pour influencer aussi faiblement que possible réaction du combustible liquide avec l'oxygène dans la cham bre combustion 14, il est prévu, commedéjà indiqué, de manière préférentielle, que le générateur de gaz produise une combustion fortement oxydante du combustible. Les produits de combustion du générateur de gaz et ainsi les d'échappement du générateur de gaz7 sont alors formés prin cipalement d'oxygène. Si ces gaz sont de nouveau introduits dans veine principale 2, cela ne modifie pas considérable ment la composition de l'oxygène liquide, ce qui n'influence pas de manière importante le comportement en combustion dans la chambre de combustion 14.

Claims

RE VE N DIC A T 10N S l') Moteur de fusée pour combustible liquide comportant un circuit moteur, fermé, avec - au moins une alimentation pour chaque cc.-rbustible liquide vers la chambre de combustion (14), - des turbopompes(3, 4) dans la veine principale (1, 21l de l'alimentation, - un générateur de(7) prévu dans une première veine auxiliaire(5, 6) pour entraîner les turbopompes(3, 4), - des conduites d'évac,%.;ation (8, 9, 10) pour évacuer les caz d'échappement du génerateur de gaz(7) débouchant dans la veine principale(1, 2), caractérisé en ce qu' au moins une partie conduites d'évacuation(9) débouche en amont des turbopompes(3, 4) dans la veine principale (2) d'au moins l'un des combustibles liquides. 20) Moteur de fusée selon la revendication1, caractérisé en ce que -La première veine auxiliaire(5, 6) dérive de la veine prin cipale(1, 2). 30) Moteur de fusée selon la revendication 2, caractérisé en ce que la première veine auxiliaire(5, 6) dérive de la veine prin cipale(1, 2) en aval turbopompes(3, 4). 40) Moteur de fusée selon la revendication1, caractérisé en ce que la première veine auxiliaire(5, 6) est alimentée au moins en partie par des sources de combustible distinctes(15). 50) Moteur de fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce qu' au moins un étage de compression(11) est prévu en amont d'une turbopompe(3, 4) et les conduites de sortie(9) débou- chent. dans la veine principale(1, 2) au niveau de l'étage de compression 60) Moteur fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que 'Les conduites d'évacuation(8, 9, 10) comportent un échanceur de chaleur (12) pour refroidir les gaz d'échappement géné rateur de(7). 70) Moteur fusée selon la revendication6, caractérisé en ce que les conduites d'évacuation(8, 9, 10) sont en contact thermi que avec la veine principale(1, 2). 80) Moteur fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé une seconde veine auxiliaire(16) dérivant de la veine prin cipale(1, pour alimenter les conduites de sortie(8, 9, 10). 9') Moteur de fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que les conduites d'évacuation(8, 9, 10) comportent une dériva tion équipée d'une vanne de commutation(13), une première branche(9) débouchant dans la veine principale 2) en amont des turbopompes(3, 4) et une seconde branche(10) dé- bouchant dans la veine principale(1, 2) en aval des turbo pompes(3, 4).