FR2882401A1 - Dispositif et procede pour reduire les forces laterales non stationnaires agissant sur une tuyere d'un moteur de fusee - Google Patents
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Abstract
Procédé pour réduire les forces latérales non stationnaires agissant sur une tuyère d'un moteur d'une fusée pendant une phase de démarrage dudit moteur, caractérisé en ce qu'il comporte :- préalablement au démarrage du moteur, l'insertion d'un corps (5) de forme arrondie à l'intérieur du divergent (3) de la tuyère le long de son axe, jusqu'à une première position axiale ; et- pendant la phase de démarrage, le déplacement dudit corps (5) de forme arrondie le long de l'axe de la tuyère en fonction d'une valeur de la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1) de telle manière qu'une onde de choc (8), induite par la perturbation de l'écoulement des gaz de combustion provoquée par ledit corps (5) de forme arrondie, soit incidente sur la paroi dudit divergent à une position axiale ou il produit une séparation de jet.Dispositif pour la mise en oeuvre dudit procédé.
Description
DISPOSITIF ET PROCEDE POUR REDUIRE LES FORCES LATERALES
NON STATIONNAIRES AGISSANT SUR UNE TUYERE D'UN MOTEUR DE FUSEE.
L'invention porte sur un dispositif et un procédé pour réduire les forces latérales non stationnaires agissant sur une tuyère d'un moteur de fusée, particulièrement pendant la phase de démarrage ou allumage dudit moteur.
La mise en oeuvre de l'invention permet en particulier de supprimer, ou de moins de limiter sensiblement, les forces latérales non-stationnaires qui se produisent dans la tuyère d'un moteur de fusée lors de l'allumage de ce dernier à cause de l'effet connu comme séparation de jet, ou décollement de la couche limite.
Il est connu que la poussée d'un moteur de fusée dépend de son débit massique, de la pression d'arrêt ps dans la chambre de combustion, du rapport de détente de la tuyère, c'est à dire du rapport ps / pe entre la pression d'arrêt ps et la pression statique d'éjection des gaz à la sortie de la tuyère pe, et dépend de la pression ambiante pa. Cette poussée est maximale, pour des conditions de fonctionnement données de la chambre, lorsque les deux valeurs de pression pe et Pa sont égales (la tuyère est alors dite adaptée). Il est également connu que les moteurs de fusée sont normalement conçus pour atteindre la condition d'adaptation pe=pa à une altitude supérieure à celle de lancement, par exemple de l'ordre de 10.000 m et que, par conséquent, à faible altitude on a pe< pa (condition de fonctionnement de la tuyère en surdétente). Si la pression statique d'éjection des gaz à la sortie 2.5 de la tuyère pe, est nettement inférieure a la pression ambiante pa (par exemple inférieure a 0.2 pa) une séparation de jet se produit à l'intérieur du divergent de la tuyère: la couche limite de l'écoulement supersonique de gaz se sépare de la paroi du divergent de la tuyère, le jet est comprimé par une onde de choc oblique et une force latérale s'applique localement en tout point de la paroi dudit divergent en aval du point de séparation. Cette force latérale est créée par la différence de pression enivre la paroi extérieure du divergent sur laquelle s'applique la pression atmosphérique et la paroi interne du divergent sur laquelle s'applique la pression statique locale du jet. Si la séparation de jet se produisait de manière parfaitement symétrique et stable sur toute la circonférence de la tuyère et à une position axiale déterminée, la pression statique locale du jet serait uniforme sur la circonférence de la tuyère et la résultante de ces forces latérales serait nulle. En réalité, la ligne de séparation de jet présente une forme irrégulière et fortement instationnaire. II s'ensuit qu'à chaque instant la séparation de jet induit une force résultante non- nulle, qui peut présenter un moment considérable par rapport au col de la tuyère, a l'endroit ou le moment d'inertie structurel du moteur est le plus faible. On comprend facilement que la situation la plus critique se produit lorsque la séparation de jet a lieu majoritairement sur un seul côté de la tuyère et à proximité de sa section de sortie.
La nécessité de maintenir les forces non-stationnaires induites par la séparation de jet à un niveau acceptable oblige à limiter la valeur du rapport de détente ps /pe en dessous de sa valeur optimale et à surdimensionner la structure de la tuyère, ce qui réduis: les performances globales du moteur et son rapport poussée-poids. Malgré ces précautions, les forces non-stationnaires provoqués par la séparation de jet déterminent des vibrations importantes qui peuvent endommager la tuyère et même conduire à sa rupture si au cours du temps la répartition de pression aléatoire dans le divergent prend une valeur trop défavorable.
Une analyse approfondie des phénomènes de séparation du jet dans les tuyères des moteurs de fusée et des forces latérales non-stationnaires qui en résultent est effectuée dans l'article de G. Hagemann, M. Terhardt, M. Frey, P. Reijasse, M. Onofri, F. Nasuti et J. âstlund, Flow Separation and Side-Loads in Rocket Nozzles , présenté au 4e Symposium International sur la Propulsion Spatiale Liquide (4th International Symposium on Liquid Space Propulsion), Lampoldshausen, Allemagne, 13 - 15 Mars 2000.
Des nombreux dispositifs ont été proposés pour contrôler la séparation du jet à l'intérieur d'une tuyère de moteur de fusée afin de limiter lesdites forces latérales non-stationnaires. En particulier; Le document US 6.572.030 divulgue l'utilisation d'une structure annulaire largable, s'étendant dans une direction radiale, destinée à être placée autour de la section de sortie de la tuyère. Cette structure induit la formation d'une zone de basse pression à proximité de ladite section de sortie, ce qui réduit la séparation de jet à l'intérieur de la tuyère.
Le document US 5.894.723 divulgue l'utilisation d'inserts éjectables placés à l'intérieur de la tuyère. L'éjection desdits inserts permet d'augmenter au cours de l'ascension le rapport entre l'aire de la section de sortie de la tuyère et celle de son col, de manière à permettre le fonctionnement du moteur dans des conditions proches de l'adaptation pendant toute la phase d'ascension de la fusée.
Le document US 5.490.629 divulgue l'utilisation d'un diffuseur éjectable, connecté à la section de sortie de la tuyère et présentant un rétrécissement pour re-comprimer les gaz et empêcher ainsi la séparation du jet lors de la première partie de la trajectoire de la fusée.
Le document US 5.481.870 divulgue l'utilisation d'un obstacle annulaire largable, connecté à la section de sortie de la tuyère et l'obstruant partiellement de manière à induire une séparation de jet stable.
Le document US 5.450.720 divulgue l'utilisation d'encoches 20 longitudinales dans la partie d'extrémité aval de la tuyère pour induire une séparation de jet stable.
Tous ces documents divulguent des solutions au problème d'éliminer ou de limiter les forces latérales non-stationnaires qui se produisent dans la tuyère d'un moteur de fusée lors de la première partie de sa phase d'ascension, du décollage jusqu'à l'altitude à laquelle la condition d'adaptation est atteinte. Cependant, aucun des dispositifs qui y sont décrits ne permet de limiter l'apparition de forces latérales nonstationnaires alors que la pression d'arrêt dans la chambre de combustion du moteur n'a pas encore atteint sa valeur nominale, c'est à dire avant même le décollage de la fusée, lors de la phase de démarrage du moteur. Pendant cette phase, dont la durée est de l'ordre de la seconde ou légèrement inférieure, la pression d'arrêt ps des gaz dans la chambre de combustion augmente rapidement du niveau atmosphérique à une valeur maximale et, par conséquent, la position moyenne de la ligne de séparation de jet se déplace vers la section de sortie de la tuyère, rendant inopérants les moyens de contrôle connus de l'art antérieur dont la définition géométrique est fixe par rapport à la tuyère. En outre, ces documents proposent l'utilisation de dispositifs qui sont solidaires de la tuyère pendant au moins une partie de la phase d'ascension de la fusée, et qui en augmentent par conséquent la masse, ce qui est contraire a l'un des objectifs du contrôle de la séparation de jet, qui est d'alléger la tuyère grâce à la réduction des efforts auxquels elle est soumise.
Le seul document connu de l'art antérieur qui présente une solution au problème de limiter les forces latérales non-stationnaires pendant la phase de démarrage du moteur sans alourdir la tuyère est le document FR 2 791 398, qui divulgue un système de stabilisation de la séparation de jet comportant un dispositif externe au moteur, solidaire d'une installation au sol, constitué par un ensemble de tubes d'injection dirigeant des jets de fluide à contre-courant à l'intérieur de la tuyère vers des points d'impact sur la paroi de celle-ci. Une région de séparation de jet se produit à partir de chaque point d'impact et s'étend vers la section de sortie de la tuyère selon une configuration conique. Un tel système réduit globalement les forces latérales non-stationnaires dans la tuyère et présente l'avantage d'être porté par une installation au sol et non par la fusée elle-même, mais il n'est pas entièrement satisfaisant car il ne permet pas de stabiliser efficacement la séparation de jet pendant toute la phase de démarrage du moteur puisque les jets dirigés a contre- courant impactent la tuyère en des positions fixes et non dépendantes de la pression dans la chambre de combustion. En outre, comme le montre la figure 1 du document FR 2 791 398, les lignes de séparation de jet qui partent de chaque point d'impact coupent le bord de la section de sortie de la tuyère. Or, ces lignes ont une position stable en correspondance du point d'impact du jet de fluide à contre-courant qui les déclenche, mais peuvent fluctuer en aval de ce point, ce qui induit des forces nonstationnaires résiduelles. Cela est d'autant plus gênant que ces forces résiduelles s'appliquent en correspondance du bord de la section de sortie de la tuyère, c'est à dire à l'endroit où elles sont plus nuisibles, car leur moment par rapport au col de la tuyère est maximal.
Un objet de l'invention est d'obtenir un contrôle amélioré de la séparation de jet pendant la phase de démarrage d'un moteur de fusée, et de ce fait de réduire les forces non-stationnaires qui agissent sur le divergent de la tuyère.
Un autre objet de l'invention est d'obtenir un tel contrôle sans augmenter la masse de la tuyère ou de la fusee.
Un autre objet de l'invention est d'obtenir un tel contrôle à 10 l'aide d'un dispositif plus simple et économique que les dispositifs connus de l'art antérieur.
Encore un autre objet de l'invention est de proposer un dispositif et un procédé de contrôle de la séparation de jet pendant la phase de démarrage d'un moteur de fusée pouvant être utilisé conjointement avec un dispositif connu de l'art antérieur pour contrôler la séparation de jet pendant la phase d'ascension de la fusée, de manière à obtenir un tel contrôle pendant une grande partie de la période de fonctionnement du moteur dans l'atmosphère.
Encore un autre objet de l'invention est de permettre, grâce à un contrôle amélioré de la séparation de jet, d'améliorer les performances globales d'un moteur de fusée en permettant d'alléger sa structure et d'augmenter son rapport de détente.
Au moins l'un de ces objets est atteint par un procédé pour réduire les forces latérales non stationnaires agissant sur une tuyère d'un moteur d'une fusée pendant une phase de démarrage dudit moteur, ledit moteur comprenant une chambre de combustion où des gaz de combustion sont générés, un divergent dans lequel se produit un écoulement supersonique desdits gaz de combustion et un col reliant ladite chambre de combustion audit divergent, caractérisé en ce qu'il comporte: - préalablement au démarrage du moteur, l'insertion d'un corps de forme arrondie à l'intérieur du divergent le long de son axe, jusqu'à une première position axiale; et - pendant la phase de démarrage, le déplacement dudit corps de forme arrondie le long de l'axe de la tuyère en fonction d'une valeur de la pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion de telle manière qu'une onde de choc, induite par Ila perturbation de l'écoulement des gaz de combustion provoquée par ledit corps de forme arrondie, soit incidente sur la paroi dudit divergent à une position axiale où elle produit une séparation de jet.
Selon des modes particuliers de réalisation de l'invention: - Le déplacement dudit corps de forme arrondie le long de l'axe de la tuyère en fonction d'une valeur de la pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion est effectué de telle manière que ladite onde de choc soit incidente sur la paroi dudit divergent à une position axiale correspondante à la limite aval de la région dudit divergent où ne se produit pas une séparation spontanée de jet.
- Le déplacement dudit corps de forme arrondie en fonction de la pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion suit une consigne qui est déterminée pour une valeur donnée de la pression ambiante, qui dans le texte ci-après est supposée égale à 1 atmosphère, à l'aide des étapes suivantes: - choix d'une série de valeurs discrètes de la pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion, comprises entre la pression atmosphérique et une valeur maximale atteinte pendant la phase de démarrage; choix d'une série de valeurs discrètes de la position dudit 25 corps de forme arrondie le long de l'axe du divergent, comprises entre la position du col et celle de la section de sortie dudit divergent; - pour chaque couple desdites valeurs discrètes, détermination par le calcul et/ou par l'essai de la valeur de pression statique et du nombre de Mach le long de la paroi du divergent et a l'aide de ces valeurs détermination de l'emplacement du point d'impact de la dite onde de choc sur la paroi du divergent; - pour chaque couple desdites valeurs discrètes, détermination par le calcul et/ou par l'essai, à l'aide desdites valeurs de pression statique et du nombre de Mach de l'écoulement des gaz de combustion le long de la paroi du divergent, de la position axiale du point de séparation de jet, et détermination si cette séparation intervient spontanément sous l'action de la pression atmosphérique en amont du choc ou est provoquée par l'interaction de la couche limite avec l'onde choc pour chacune desdites valeurs discrètes de la pression des gaz de combustion dans la chambre de combustion, détermination de la position dudit corps de forme arrondie la plus en aval, telle que la séparation de jet est provoquée par ladite onde de choc induite par la présence dudit corps de forme arrondie, et non spontanée et provoquée uniquement par la pression atmosphérique en aval; ladite valeur la plus en aval étant retenue comme valeur de consigne de la position dudit corps de forme arrondie en correspondance de ladite valeur de la pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion.
- Ledit calcul de la valeur de pression statique et du nombre de Mach le long de la paroi du divergent peut se faire, par exemple, à l'aide de simulations numériques, et nécessite la prise en compte de la variation de la température et des propriétés physiques des gaz de combustion au cours de la mise en route du moteur en fonction par exemple de la pression d'arrêt dans la chambre de combustion.
- Le procédé comporte également une opération d'interpolation desdites valeurs de consigne de la position dudit corps de forme arrondie en correspondance desdites valeurs de la pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion de manière à déterminer une consigne de position sous une forme analytique.
- Ladite position axiale du point de séparation spontanée de jet sous l'action de la pression atmosphérique est déterminée en fonction de la pression d'arrêt dans la chambre de combustion par le calcul à l'aide d'un critère empirique ou semi-empirique adapté, ou est au préalable constatée expérimentalement - Ledit corps de forme arrondie est déplacé de ladite position axiale vers la section de sortie du divergent pendant la phase de démarrage du moteur à fur et à mesure que la pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion augmente.
- Ladite tuyère se trouve, pendant la phase de démarrage, en régime de surdétente.
Au moins l'un des objets précités est atteint à l'aide d'un dispositif pour réduire les forces latérales non stationnaires agissant sur une tuyère d'un moteur d'une fusée pendant une phase de démarrage dudit moteur, ledit moteur comprenant une chambre de combustion, un col et un divergent, caractérisé en ce qu'il comporte: - un corps de forme arrondie destiné à être positionné à l'intérieur du divergent le long de son axe un actionneur pour déplacer ledit corps de forme arrondie 15 le long de l'axe du divergent; et - un contrôleur pour recevoir d'un premier capteur une information de valeur de la pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion et commander le déplacement dudit corps de forme arrondie le long de l'axe du divergent en fonction de ladite information de valeur de la pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion.
Selon des modes de réalisation particuliers de l'invention: -Ledit corps de forme arrondie présente une symétrie axiale et a une surface arrondie orientée vers le col de la tuyère.
- Ledit corps de forme arrondie présente une section transversale comprise entre 0,5 et 2 fois, et de préférence entre 0,8 et 1,5 fois, la section du col de la tuyère.
- Ledit contrôleur est un contrôleur pour commander le déplacement dudit corps de forme arrondie le long de l'axe du divergent de la tuyère en fonction d'une valeur de pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion de telle manière qu'une onde de choc, induite par la perturbation de l'écoulement des gaz de combustion provoquée
V
par ledit corps de forme arrondie, soit incidente sur la paroi dudit divergent à une position axiale en amont de la région où il se produit une séparation spontanée de jet.
- Ledit contrôleur est un contrôleur pour commander le déplacement dudit corps de forme arrondie le long de l'axe du divergent de la tuyère suivant une consigne de position déterminée avant le tir de la fusée à l'aide des étapes suivantes: - choix d'une série de valeurs discrètes de la pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion, comprises entre la pression atmosphérique et une valeur maximale atteinte pendant la phase de démarrage; - choix d'une série de valeurs discrètes de la position dudit corps de forme arrondie le long de l'axe du divergent, comprises entre la position du col et celle de la section de sortie dudit divergent; - pour chaque couple desdites valeurs discrètes, détermination par le calcul et/ou par l'essai de la valeur de pression statique et du nombre de Mach le long de la paroi du divergent et a l'aide de ces valeurs détermination de l'emplacement du point d'impact de la dite onde de choc sur la paroi du divergent; - pour chaque couple desdites valeurs discrètes, détermination par le calcul etlou par l'essai à l'aide desdites valeurs de pression statique et du nombre de Mach le long de la paroi du divergent, de la position axiale du point de séparation de jet, et détermination si cette séparation intervient spontanément sous l'action de la pression atmosphérique en amont du choc ou est provoquée par l'interaction de la couche limite avec l'onde de choc; - pour chacune desdites valeurs discrètes de la pression d'arrêt des gaz dans la chambre de combustion, détermination de la position dudit corps de forme arrondie la plus en aval, telle que la séparation de jet est provoquée par ladite onde de choc induite par la présence dudit corps de forme arrondie; 2882401 lo ladite valeur la plus en aval étant retenue comme valeur de consigne de la position dudit corps de forme arrondie en correspondance de ladite valeur de la pression des gaz de combustion dans la chambre de combustion.
- Ladite consigne de position a une forme analytique, déterminée à l'aide d'une opération supplémentaire d'interpolation desdites valeurs de consigne de la position dudit corps de forme arrondie en correspondance desdites valeurs de la pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion.
- Ladite position axiale du point de séparation spontanée de jet sous l'action de la pression atmosphérique est déterminée en fonction de la pression d'arrêt dans la chambre de combustion par le calcul à l'aide d'un critère empirique ou semi-empirique adapté ou est constatée expérimentalement.
- Ledit contrôleur est un contrôleur pour commander le déplacement dudit corps de forme arrondie le long de l'axe du divergent de la tuyère de ladite position axiale vers la section de sortie du divergent pendant la phase de démarrage du moteur à fur et à mesure que la pression d'arrêt des gaz de combustion dans la chambre de combustion augmente.
D'autres caractéristiques, détails et avantages de l'invention ressortiront à la lecture de la description faite en référence aux dessins annexés, donnés à titre d'exemple, et qui montrent: - la figure 1, un dispositif de contrôle de séparation de jet selon l'invention disposé en configuration opérationnelle dans la tuyère d'un moteur de fusée; et - la figure 2, un organigramme illustrant un procédé de détermination d'une loi de contrôle du dispositif de la figure 1, permettant la mise en oeuvre d'un procédé selon l'invention.
Un moteur de fusée comporte une chambre de combustion 1 dans laquelle sont générés des gaz à haute température et haute pression (pression d'arrêt ps), et une tuyère comprenant: un convergent relié à ladite chambre de combustion 1, un col 2 dans lequel l'écoulement desdits gaz atteint des conditions transsoniques et un divergent 3 dans lequel ledit 2882401 11 écoulement subit une expansion et une accélération à vitesse supersonique. La section de sortie 4 du divergent débouche à l'extérieur du moteur, dans un environnement où règne une pression externe Pa, qui vaut environ 1 atmosphère à l'altitude du lancement et décroît pendant l'ascension de la fusée jusqu'à une valeur négligeable lorsque cette dernière quitte l'atmosphère terrestre.
Dans la suite de la description:
- x indique la distance entre un point quelconque du divergent 3 et le col 2, mesurée le long de l'axe de la tuyère; - A(x) est l'aire aérodynamique effective de la section de la tuyère à une distance x du col; l'aire aérodynamique est donnée par l'aire géométrique moins l'aire correspondante à l'épaisseur de déplacement de la couche limite; At=A(x=0) est l'aire aérodynamique effective de la section 15 ducol2; - Ae est l'aire aérodynamique effective de la section de sortie 4 du divergent 3; p(x) est la pression statique des gaz à la pression x; - pe est la pression statique des gaz en correspondance de la section de sortie 4 du divergent 3; on considère qu'à l'altitude de lancement la tuyère est en régime de surdétente, c'est à dire que la valeur de la pression ambiante (atmosphérique) pa est sensiblement supérieure à la valeur théorique que pe prendrait si le moteur opérait dans le vide; - M(x) est le nombre de Mach, égal au rapport entre la vitesse de l'écoulement et la célérité du son dans les gaz générés dans la chambre de combustion; et - y est l'exposant d'expansion isentropique desdits gaz.
Dans la zone d'écoulement supersonique isentropique, en amont de tout choc généré par un décollement ou par le corps de forme 30 arrondie, les valeurs de A(x) et M(x) sont liées par la relation suivante: y+l y+l A(x) 2 v 2(i- 1) 1 Y- M 1 2(x) 2(Y) A, A(x) Y+1) M(x)1+ 2 Si, en première approximation, on considère que A(x) est connu et indépendant des conditions de l'écoulement, la relation [1] permet de calculer le nombre de Mach dans chaque point de la tuyère. La valeur de la pression p(x) dans la tuyère dépend du nombre de Mach et de la pression d'arrêt dans la chambre de combustion, ps: [1] p(x)=(1+7 1 p.s 2 [2] y )' Les équations [1] et [2] expriment les caractéristiques de l'écoulement à l'intérieur de la tuyère dans toute la zone d'écoulement supersonique isentropique, non seulement pour un fonctionnement dans le vide, lorsque pa=0, mais également lorsque la tuyère fonctionnant en altitude est adaptée (pa=pe), ou même en régime de légère surdétente (pa>pe). Dans ce dernier cas, les gaz sont comprimés à la sortie de la tuyère par des ondes de choc provoquées par un décollement de la couche limite et les équations [1] et [2] ne suffisent pas pour déterminer la vitesse et la pression des gaz en aval de ces ondes de choc. C'est dans ces conditions de surdétente qui se produit l'effet de séparation du jet, comme décrit par l'article précité de G. Hagemann et al. Différents critères théoriques, empiriques ou semiempiriques ont été proposés pour déterminer la position x_sep à laquelle la séparation se produit. L'un des plus simples et plus utilisés est le critère de Schmucker: px_Sep) = [1,88M(xsep)-1]-o ba [3] pa où M(x) est donné par l'équation [1] et p(x) par l'équation [2] ; en effet, le point de séparation est situe à la limite aval de la zone isentropique, ce qui autorise à utiliser les relations (1) et (2) pour déterminer les paramètres p et M dans le critère (3). Pour x>x_sep la pression des gaz augmente et n'obéit plus à l'équation [2].
Il faut garder à l'esprit que le critère exprimé par l'équation [3] ne donne qu'une estimation d'une position moyenne du point de séparation du jet qui, en réalité, fluctue dans le temps: dans la pratique on peut parler plutôt d'une région de séparation de jet centrée autour de la position x=x_sep. La NASA considère, par exemple, que pour les géométries de tuyères qu'elle a étudiées cette région s'étend généralement entre x_sep-20% et x_sep+20% : une telle estimation devrait fournir une fourchette suffisamment précise dans la plupart des cas, mais en fait une étude plus précise pourra avantageusement être effectuée pour chaque géométrie particulière de tuyère.
Bien entendu, il est également possible de simuler numériquement l'écoulement, au lieu de se baser sur des modèles analytiques. En outre, des modèles plus sophistiqués peuvent être utilisés, prenant en compte la viscosité des gaz, le caractère non-isentropique de l'écoulement, les propriétés de la couche limite, etc. En outre, il faut considérer que des configurations plus complexes peuvent se produire, comme la séparation de flux par onde de choc restreinte, et que le mécanisme exact de génération des forces latérales non-stationnaires n'est pas encore entièrement compris (voir l'article précité de G. Hagemann et al.).
Jusqu'ici on a considéré le cas où ps est fixe et pa varie. En fait, lors du démarrage du moteur pa est fixe et ps augmente progressivement d'une valeur égale à pa jusqu'à une valeur de régime dans un intervalle de l'ordre d'une seconde.
Initialement, ps = pa et aucun écoulement se produit. Ensuite, à l'augmenter de la pression ps dans lai chambre de combustion 1, un écoulement se produit, d'abord en régime subsonique. A une certaine valeur de ps, une onde de choc apparaît au col 2 de la tuyère et M(x=0)=1; lorsque ps augmente encore, l'onde de choc se déplace dans le divergent 3 vers la section de sortie 4 et une séparation de jet se produit approximativement en correspondance de la position x_sep qui satisfait le critère [3] (ou tout autre critère adapté). A l'augmenter de ps, la région de séparation se déplace encore vers l'aval. Cela a deux conséquences: la surface sur laquelle s'appliquent les forces latérales non-stationnaires augmente, ce qui entraîne l'augmentation de l'intensité desdites forces, et le moment de la résultante de ces forces par rapport au col augmente aussi à cause du déplacement de son point d'application. C'est donc vers la fin de la phase de démarrage que les efforts auxquels est soumise la structure de la tuyère sont les plus importants.
Normalement, c'est dans ces conditions que la pression d'arrêt maximale est atteinte; par la suite, après le décollage, ps reste constante et pa diminue au fur et à mesure que la fusée monte. Le régime d'adaptation est ainsi atteint, et ensuite celui de sousdétente (pe>pa) .
Si une analyse plus fine de la topologie de l'écoulement dans la tuyère en régime de surdétente au cours de la mise en route du moteur estnécessaire, il faut considérer que des configurations de choc et de séparation plus complexes peuvent se produire, comme par exemple la séparation de jet par onde de choc restreinte (voir l'article précité de G. Hagemann et al.).Toutefois, il convient de remarquer que lors de l'amorçage d'une tuyère en régime de surdétente, par exemple lors de la mise en route d'un moteur fusée, le rapport de détente augmente avec la pression dans la chambre de combustion ps,, et la configuration de choc qui apparaît en premier est la configuration la plus simple, avec un décollement a la paroi tel que décrit ci- 2 0 dessus. Il est donc possible de déterminer grâce à la méthode décrite ci-dessus, de moins de manière approchée, dans quelle région d'une tuyère déterminée se produit initialement la séparation de jet.
L'idée à la base de la présente invention, illustrée par la figure 1, consiste à induire la formation d'une onde de choc 8 stable et prédictible à l'intérieur de la tuyère, cette onde de choc étant incidente sur la paroi de la tuyère à une position 9, l'interaction entre l'onde de choc 8 et la couche limite de l'écoulement à proximité de la paroi de la tuyère provoquant le décollement de ladite couche limite, c'est à dire la séparation du jet; sur la figure 1, la référence 10 indique la limite de la région de séparation et la référence 11 l'onde de choc réfléchie par le pont d'incidence 9. Contrairement au cas de la séparation de jet naturelle , induite par la pression ambiante [Da, la séparation de jet provoquée par l'onde de choc 8 est stable, localisée et indépendante de toute perturbation provenant de l'aval, ce qui permet de supprimer, ou au moins de réduire sensiblement, les forces latérales non- stationnaires. La physique de l'interaction entre une onde de choc et une couche limite est décrite dans l'article de J. Délery et R. Bur The Physics of Shock Wave/Boundary Layer Interaction Control: Last Lessons Learned , ECCOMAS 2000, Barcelone (Espagne), 11-14 septembre 2000.
L'inventeur s'est rendu compte du fait que l'une des raisons pour lesquelles le dispositif du document FR 2 791 398 ne permet pas de stabiliser efficacement la séparation de jet pendant toute la phase de démarrage du moteur est le fait que la position des points d'impact des jets à contre-courant qui déclenchent la séparation du jet, reste constante. Ainsi, pendant la première phase du démarrage du moteur, une séparation de jet spontanée peut se produire en amont desdits points d'impact, alors que dans la dernière phase du démarrage ces mêmes points peuvent se trouver trop en amont. En effet il a été constaté qu'il existe une position optimale du point d'incidence 9 de l'onde de choc 8 en fonction de la valeur de la pression d'arrêt ps. En effet, ledit point 9 doit être situé suffisamment en amont pour déterminer seul la séparation du jet, avant que l'effet de la pression ambiante pa commence à se faire sentir, mais en même temps suffisamment proche du point où apparaîtrait une séparation spontanée sous l'effet de la pression atmosphérique pour rencontrer une couche limite affaiblie , et donc facile à décoller. En conclusion, ladite position optimale du point d'incidence 9 est la position la plus en aval, telle que la séparation de jet est néanmoins induite par l'onde de choc 8 plutôt que d'être spontanée. Pour cette raison, l'invention permet de déplacer le point d'incidence 9 de l'onde de choc 8 pendant la phase de démarrage du moteur, de manière à que ledit point d'incidence 9 soit constamment proche de sa position optimale.
La figure 1 montre qu'un dispositif selon l'invention comporte un corps de forme arrondie 5, monté sur une tige 14 qui peut être déplacée dans une direction axiale par un actionneur 6 piloté par un contrôleur 15. Ce dernier reçoit en entrée une valeur de pression ps des gaz de combustion à l'intérieur de la chambre, obtenue par un premier capteur 12, et une information de position dudit corps de forme arrondie 5, obtenue par un deuxième capteur 13 et pilote l'actionneur 6 de telle manière que la position axiale dudit corps 5 soit constamment proche d'une valeur de consigne qui dépend de ladite valeur de pression ps. En conditions opérationnelles, le corps 5 est disposé à l'intérieur du divergent 3 de la tuyère, de manière à pouvoir se déplacer le long de son axe.
On observe que le dispositif, constitué essentiellement par le corps 5, la tige 14, l'actionneur 6, le deuxième capteur 13 et le contrôleur 15 (le premier capteur 12 étant généralement prévu dans les chambres de combustion des moteurs de fusée) est solidaire de la base de lancement 7: par conséquent, il n'alourdit pas la fusée et peut être réutilisé au moins partiellement, après remplacement des élérnents trop abîmés.
Dans le cas illustré par la figure 1, le corps 5 a une forme hémisphérique, mais il ne s'agit pas d'un choix obligé et d'autres formes sont concevables. Ce corps 5 présente une surface arrondie orientée vers le col 2 de la tuyère de manière à générer une onde de choc détachée 8 de forme émoussée. La forme arrondie du corps 5 a pour avantage par rapport à une forme pointue de réduire le niveau de flux reçu par le corps 5; toutefois, si un niveau de flux élevé est jugé acceptable, une forme pointue pourrait aussi être utilisée. Ce qui est important, c'est l'interaction du choc avec la couche limite, et non la forme du choc à proximité du corps 5. On comprendra donc que la forme exacte du corps qui génère ce choc est d'une importance secondaire. II est toutefois préférable que, comme dans le cas de l'hémisphère de la figure 1, une ligne de rupture nette sépare la surface arrondie avant d'une surface arrière, qui peut par exemple être plane, pour éviter la création d' un phénomène instationnaire qui serait propre au corps de forme arrondie. En ce qui concerne les dimensions du corps 5, il a été trouvé qu'elles doivent de préférence être du même ordre de grandeur que la section du col 2; typiquement, le diamètre dudit corps est compris entre 0,5 et 2 fois et de préférence entre 0,8 et 1.5 fois celui du col. En tout cas, il est important que le corps 5 ne soit pas assez grand pour constituer un col secondaire, en particulier dans sa position la plus amont.
Généralement il est préférable que le corps 5 présente une symétrie axiale; cependant, si la tuyère présente une forme non circulaire, par exemple, une forme octogonale, il est souhaitable que le corps 5 présente une forme, qui pour cet exemple sera grossièrement orthogonale, générant un choc dont l'intersection avec la tuyère permet de déclencher la séparation de la couche limite sur toute la circonférence de la tuyère avant l'occurrence localement de la séparation naturelle, dont la position dans ce cas peut dépendre de l'emplacement le long de celte circonférence. La forme et les dimensions optimales du corps 5 peuvent être déterminées pour chaque cas spécifique à l'aide de simulations numériques et/ou d'essais en soufflerie. Un paramètre d'optimisation important est l'angle d'incidence de l'onde de choc 8 sur la paroi du divergent: en effet, plus cet angle est important, plus faibles seront les efforts mécaniques locaux et la surchauffe auxquels ladite paroi est soumise; en même temps, une incidence trop oblique peut ne pas permettre une séparation efficace du jet. Une des raisons pour lesquelles il est important de contrôler la position du corps 5, et donc du point d'incidence 9, pendant la phase de démarrage du moteur est, justement, que si ledit point d'incidence 9 se situe peu en amont du point où se produirait la séparation de jet spontanée , la couche limite est fortement affaiblie et la séparation du jet peut être induite même par une onde de choc 8 fortement oblique.
Le corps de forme arrondie 5 doit pouvoir supporter le jet de gaz de combustion pendant 1 seconde environ, ou moins. Un grand choix de matériaux est disponible pour sa réalisation: des métaux, des céramiques réfractaires, mais également des matériaux composites, et même le bois de coeur de chêne, si celui-ci est un consommable renouvelé à chaque tir.
La conception de la tige 14 et de l'actionneur 6 n'appelle pas de remarques particulières, si ce n'est pour le fait que ladite tige doit pouvoir supporter sans flambage un effort axial irportant, exercé par l'écoulement des gaz de combustion sur le corps 5.
Un élément particulièrement important du dispositif de l'invention est constitué par le contrôleur 15 qui commande le déplacement du corps 5 pendant la phase de démarrage du moteur, dans un sens allant 1a généralement du col 2 vers la section de sortie 4 de la tuyère, en fonction de la pression d'arrêt ps des gaz dans la chambre de combustion 1. En fait, le contrôleur en soi peut être d'un type conventionnel (par exemple un PID numérique) ; ce qui est réellement important est la détermination de la consigne x(ps) de position du corps 5. En effet, comme il a été montré plus haut, il est avantageux qu'à chaque instant le corps 5 se trouve à proximité d'une position optimale définie comme la position la plus en aval, telle que la séparation de jet soit néanmoins induite par l'incidence de l'onde de choc 8 sur la paroi du divergent 3, et ne soit pas provoquée par la réalisation de la condition exprimée par l'équation [3] (ou une condition équivalente). Bien entendu, la détermination de ladite position optimale comporte la prise en compte d'une marge de sécurité suffisante, ce qui est obtenu, par exemple, en diminuant de 20% la valeur de x_sep obtenue par application de l'équation [31.
L'organigramme de la figure 2 illustre un procédé rationnel de détermination de la consigne x(ps) de position du corps 5.
Premièrement, étape El, un modèle mathématique du moteur de fusée permet de déterminer en fonction de la pression d'arrêt ps la température Ts dans la chambre de combustion et l'exposant d'expansion isentropique y des gaz de combustion ( en effet, il faut généralement prendre en compte le fait que la composition desdits gaz, et donc la valeur du paramètre y, varie pendant la phase de démarrage). Ce modèle résulte de la constatation des paramètres de fonctionnement moyens a la mise en route du moteur lors de ses essais de qualification au banc. De tels essais sont toujours effectues avant l'utilisation d'un moteur sur un lanceur, et ne sont donc pas spécifiques a la présente invention.
Deuxièmement, l'étape E2 comporte la détermination de la valeur maximale atteinte par la pression d'arrêt des gaz dans la chambre de combustion 1, psmax la pression minimale étant égale à la pression ambiante à l'altitude de lancement 'Da, et le choix d'une série de N valeurs discrètes psi, ps" compris entre psmax et pa, le nombre N, par exemple 10, étant un compromis entre la finesse désirée de la modélisation et le volume de calcul accepté.
Troisièmement, l'étape E3 comporte le choix d'une série de M valeurs discrètes x', ..., xM de la position du corps de forme arrondie 5, compris entre la position du col 2 de la tuyère et celle de sa section de sortie 4, le nombre M, par exemple 10, étant un compromis entre la finesse désirée de la modélisation et le volume de calcul accepté.
Ensuite, l'étape E4 comporte, pour chaque couple de valeurs (ps', x') la détermination, notamment à l'aide de simulations numériques et/ ou par essais au banc, de la pression p(x) et du nombre de Mach M(x) de l'écoulement en tout point de la tuyère, ainsi que du point d'incidence 9 de l'onde de choc 8 sur les parois du divergent 3, indiqué par xhooc''. Les simulations sont effectuées en prenant en compte les valeurs de la température Ts et de l'exposant y des gaz de combustion déterminées à l'étape E1.
L'effet d'une pression ambiante 'Da non-nulle est prise en compte à l'étape E5. Lors de cette étape, il est vérifié si la pression ambiante pa provoque un décollement spontané de la couche limite sous l'effet de la pression atmosphérique avant que l'interaction de la couche limite avec le choc ne provoque ce décollement. Cette vérification est effectuée soit par l'essai au banc, soit par exemple à l'aide du critère de l'équation [3] ou tout autre critère empirique jugé mieux adapté, le critère étant appliqué à la zone isentropique de l'écoulement (si le critère rie peut être satisfait dans la zone isentropique, la séparation sera générée par le choc, pourvu que la position de celui-ci soit suffisamment reculée pour interagir avec une couche limite affaiblie; or seules les positions les plus reculées du choc sont intéressantes dans la suite de l'application de ce processus). On en déduit donc la position de la séparation caractérisée par x_sep. Les indices i et j rappellent qu'il s'agit de la valeur de x_sep déterminée pour une pression d'arrêt ps' et une position x' du corps 5. En fait, comme il a été suggéré plus haut, il est préférable de ne pas utiliser pour x_sep'' la valeur directement obtenue par un critère tel que celui de l'équation [3], mais de la corriger par l'utilisation d'un coefficient de sécurité (par exemple, une réduction de 20%).
A l'étape E6, x_sep'i est comparée à xchoc'1 (position du point d'incidence 9 de l'onde de choc 8 sur les paro:s du divergent 3). La valeur optimale de la position du corps 5 à la pression d'arrêt ps', xopt(ps'), est définie comme la position la plus en aval dudit corps 5 telle que x_sep'i n'est pas inférieure a xchoc". Lorsque cette condition est vérifiée, le point d'incidence de l'onde de choc 8 sur la paroi de la tuyère fixe la séparation de jet. cela signifie que la position optimale du corps 5 pour une valeur donnée de la pression d'arrêt ps est la position la plus en aval telle que la séparation du jet est provoquée par l'onde de choc 8 induite par ledit corps 5, et non par l'effet de la pression ambiante pa. Autrement dit, la position optimale du corps 5 pour une valeur donnée de la pression d'arrêt ps est la position telle que ladite onde de choc 8 soit incidente sur la paroi dudit divergent à une position axiale 9 correspondante à la limite aval de la région du divergent où ne se produit pas une séparation spontanée de jet sous fraction de la pression ambiante. II est clair que, comme un nombre fini (M) de valeurs de la position du corps 5 a été considéré, la position optimale n'est définie que de façon approchée.
De cette façon, une relation xopt(ps) a été déterminée pour N valeurs de la pression ps; cette relation donne la consigne de position du corps 5: x(ps)= xopt(ps). Cependant, comme cette détermination se fait au prix de calculs relativement complexes, la valeur de N est nécessairement limitée: il suffit de considérer que, si N=M=10, NxM=100 simulations numériques ou essais doivent être effectuées à l'étape E4, du moins en principe. Il est donc avantageux de prévoir une ultérieure étape E7 d'interpolation, permettant par exemple d'obtenir la consigne x(ps) sous une forme analytique.
Un procédé selon l'invention pour provoquer une séparation de jet stable à l'intérieur d'une tuyère d'un moteur de fusée comporte donc les 30 étapes suivantes: - préalablement au début de la phase d'allumage du moteur, l'insertion du corps de forme arrondie 5 à l'intérieur du divergent 3 de la tuyère le long de son axe, jusqu'à une première position axiale; cette première position axiale est calculée de manière à correspondre à la position optimale dudit corps (dans le sens défini ci- dessus) lorsque la pression d'arrêt ps atteint une valeur suffisamment élevée pour qu'une séparation de jet puisse se produire dont les effets mécaniques sur la tuyère sont redoutés (comme on l'a expliqué plus haut, les efforts mécaniques générés au niveau du col de la tuyère au tout début de la mise en route ne sont pas structurellement dimensionnants tant que la zone de séparation restent près du col); - pendant la phase d'allumage, le déplacement dudit corps de forme arrondie 5 le long de l'axe de la tuyère, dans un sens allant généralement du col 2 à la section de sortie 4, de manière à maintenir constamment ledit corps dans une position approximativement optimale.
Si la tuyère du moteur est dimensionnée de telle sorte que, lorsque la pression d'arrêt ps de régime est atteinte, la re-compression des gaz s'effectue entièrement à l'extérieur du divergent, le problème de la séparation de jet ne se pose que pendant la phase de démarrage. A la fin de cette phase, le corps 5 aura atteint une position tellement en aval qu'il n'aura plus aucune influence sur l'écoulement dans la tuyère, et pourra donc être complètement rétracté. Si, par contre, les conditions de fonctionnement à régime sont telles qu'une séparation de jet peut se produire même après la fin de la phase de démarrage, il pourra être nécessaire de combiner l'invention avec l'un des dispositifs connus de l'art antérieur pour supprimer les forces latérales non-stationnaires également pendant la première partie de la phase d'ascension de la fusée.
Claims (16)
1. Procédé pour réduire les forces latérales non stationnaires agissant sur une tuyère d'un moteur d'une fusée pendant une phase de démarrage dudit moteur, ledit moteur comprenant une chambre de combustion (1) où des gaz de combustion sont générés, un divergent (3) dans lequel se produit un écoulement supersonique desdits gaz de combustion et un col (2) reliant ladite chambre de combustion audit divergent, caractérisé en ce qu'il comporte: - préalablement au démarrage du moteur, l'insertion d'un 10 corps (5) de forme arrondie à l'intérieur du divergent (3) le long de son axe, jusqu'à une première position axiale; et - pendant la phase de démarrage, le déplacement dudit corps (5) de forme arrondie le long de l'axe de la tuyère en fonction d'une valeur de la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion(1) de telle manière qu'une onde de choc (8), induite par la perturbation de l'écoulement des gaz de combustion provoquée par ledit corps (5) de forme arrondie, soit incidente sur la paroi dudit divergent à une position axiale où elle produit une séparation de jet.
2. Procédé selon la revendication 1 dans lequel le déplacement dudit corps (5) de forme arrondie le long de l'axe de la tuyère en fonction d'une valeur de la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1) est effectué de telle manière que ladite onde de choc (8) soit incidente sur la paroi dudit divergent à une position axiale (9) correspondant à la limite aval de la région dudit divergent où ne se produit pas une séparation spontanée de jet sous l'action de la pression ambiante.
3. Procédé selon l'une des revendications précédentes dans lequel le déplacement dudit corps (5) de forme arrondie en fonction de la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1) suit une consigne qui est déterminée à l'aide des étapes suivantes: -choix d'une série de valeurs discrètes de la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1), comprises entre la pression atmosphérique et une valeur maximale atteinte pendant la phase de démarrage (E2); - choix d'une série de valeurs discrètes de la position dudit corps (5) de forme arrondie le long de l'axe du divergent, comprises entre la position du col (2) et celle de la section de sortie (4) dudit divergent (E3); - pour chaque couple desdites valeurs discrètes, détermination par le calcul ou par l'essai de la valeur de pression statique et du nombre de Mach le long de la paroi du divergent (E4) et détermination du point d'impact du choc sur la paroi de la tuyère; - pour chaque couple desdites valeurs discrètes, détermination de la position axiale du point de séparation de jet à l'aide desdites valeurs de pression statique et du nombre de Mach de l'écoulement des gaz de combustion le long de la paroi du divergent (E5); - pour chacune desdites valeurs discrètes de la pression (p5) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1), détermination de la position dudit corps (5) de forme arrondie la plus en aval, telle que la séparation de jet est provoquée par ladite onde de choc (8) induite par la présence dudit corps (5) de forme arrondie (E6); ladite valeur la plus en aval étant retenue comme valeur de consigne de la position dudit corps (5) de forme arrondie en correspondance de ladite valeur de la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1).
4. Procédé selon la revendication 3 comportant également une opération d'interpolation desdites valeurs de consigne de la position dudit corps (5) de forme arrondie en correspondance desdites valeurs de la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1) de manière à déterminer une consigne de position sous une forme analytique (E7).
5. Procédé selon la revendication 3 ou 4 dans lequel ladite position axiale du point (9) de séparation spontanée de jet sous l'action de la pression ambiante est déterminée à l'aide d'un critère empirique ou semiempirique adapté,.
6. Procédé selon l'une des revendications précédentes dans lequel ledit corps (5) de forme arrondie est déplacé de ladite position axiale vers la section de sortie (4) du divergent pendant la phase de démarrage du moteur à fur et à mesure que la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1) augmente.
7. Procédé selon l'une des revendications précédentes dans lequel ledit corps (5) de forme arrondie présente une symétrie axiale et a une surface avant arrondie orientée vers le col (2) de la tuyère.
8. Procédé selon la revendication 7 dans lequel ledit corps (5) de forme arrondie présente une section transversale comprise entre 0,5 et 2 fois, et de préférence entre 0,8 et 1,5 fois, la section du col (2) de la tuyère.
9. Dispositif pour réduire les forces latérales non stationnaires agissant sur une tuyère d'un moteur d'une fusée pendant une phase de démarrage dudit moteur, ledit moteur comprenant une chambre de combustion (1) où des gaz de combustion sont générés, un divergent (3) dans lequel se produit un écoulement supersonique desdits gaz de combustion et un col (2) reliant ladite chambre de combustion audit divergent, caractérisé en ce qu'il comporte: un corps (5) de forme arrondie destiné à être positionné 20 à l'intérieur du divergent (3) le long de son axe; - un actionneur (6) pour déplacer ledit corps de forme arrondie le long de l'axe du divergent (3) ; et - un contrôleur (15) pour recevoir d'un premier capteur (12) une information de valeur de la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1) et commander le déplacement dudit corps (5) de forme arrondie le long de l'axe du divergent (3) en fonction de ladite information de valeur de la pression d'arrêt (las) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1).
10.Dispositif selon la revendication 9 dans lequel ledit corps 30 (5) de forme arrondie présente une symétrie axiale et a une surface arrondie orientée vers le col (2) de la tuyère.
11. Dispositif selon la revendication 9 ou 10 dans lequel ledit corps (5) de forme arrondie présente une section transversale comprise entre 0,5 et 2 fois, et de préférence entre 0,8 et 1,5 fois, la section du col (2) de la tuyère.
12. Dispositif selon l'une des revendications 9 à 11 dans lequel ledit contrôleur (15) est un contrôleur pour commander le déplacement dudit corps (5) de forme arrondie le long de l'axe du divergent (3) de la tuyère en fonction d'une valeur de pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1) de telle manière qu'une onde de choc (8), induite par la perturbation de l'écoulement des gaz de combustion provoquée par ledit corps (5) de forme arrondie, soit incidente sur la paroi dudit divergent (3) à une position axiale (9) en amont de la région où il se produit une séparation spontanée de jet.
13. Dispositif selon l'une des revendications 9 à 12 dans lequel ledit contrôleur (5) est un contrôleur pour commander le déplacement dudit corps (5) de forme arrondie le long de l'axe du divergent (3) de la tuyère suivant une consigne de position déterminée à l'aide des étapes suivantes: - choix d'une série de valeurs discrètes de la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1), comprises entre la pression atmosphérique et une valeur maximale atteinte pendant la phase de démarrage (E2) ; - choix d'une série de valeurs discrètes de la position dudit corps (5) de forme arrondie le long de l'axe du divergent (3), comprises entre la position du col (2) et celle de la section de sortie (4) dudit divergent (E3) ; - pour chaque couple desdites valeurs discrètes, détermination par le calcul ou par l'essai de la valeur de pression statique et du nombre de Mach le long de la paroi du divergent (E4), et détermination du point d'impact du choc sur la paroi de la tuyère; - pour chaque couple desdites valeurs discrètes, détermination de la position axiale du point de séparation de jet à l'aide desdites valeurs de pression statique et du nombre de Mach le long de la paroi du divergent (E5) ; - pour chacune desdites valeurs discrètes de la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1), détermination de la position dudit corps (5) de forme arrondie la plus en aval, telle que la séparation de jet est provoquée par ladite onde de choc (8) induite par la présence dudit corps (5) de forme arrondie (E6); ladite valeur la plus en aval étant retenue comme valeur de consigne de la position dudit corps (5) de forme arrondie en correspondance de ladite valeur de la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion.
14. Dispositif selon la revendication 13 dans lequel ladite consigne de position a une forme analytique, déterminée à l'aide d'une opération supplémentaire (E7) d'interpolation desdites valeurs de consigne de la position dudit corps (5) de forme arrondie en correspondance desdites valeurs de la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1).
15. Dispositif selon l'une des revendications 13 ou 14 dans lequel ladite position axiale du point de séparation spontanée de jet sous l'action de la pression ambiante est détermlinée à l'aide d'un critère empirique ou semi-empirique adapté,.
16. Dispositif selon l'une des revendications 9 à 15 dans lequel ledit contrôleur (15) est un contrôleur pour commander le déplacement dudit corps (5) de forme arrondie le long de l'axe du divergent (3) de la tuyère de ladite position axiale vers la section de sortie (4) du divergent (3) pendant la phase de démarrage du moteur à fur et à mesure que la pression d'arrêt (ps) des gaz de combustion dans la chambre de combustion (1) augmente.
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