FR2914738A1 - Engin a propulsion par turbofusee - Google Patents

Abstract

L'engin selon l'invention est propulsé par une turbofusée avec un générateur (12) de gaz combustibles amenés à une turbine (23) d'un groupe turbocompresseur (31) avec compresseur (25) solidaire en rotation de la turbine (23), et alimenté en air par une prise d'air (24), l'air et les gaz combustibles sortant respectivement du compresseur (25) et de la turbine (23) étant introduits et enflammés dans une chambre de combustion (27) avec tuyère (28) qui sont annulaires autour d'un espace central (29) abritant un générateur d'énergie (32) entraîné en rotation par l'arbre (30) du groupe turbocompresseur (31).Application à l'équipement de missiles tactiques et engins de reconnaissance.

Description

"ENGIN A PROPULSION PAR TURBOFUSEE"

L'invention concerne d'une manière générale les engins à propulsion par turbofusée, et trouve des applica- tions particulièrement avantageuses à la réalisation d'engins spéciaux tels que des missiles tactiques, en particulier de petits missiles subsoniques filoguidés, ainsi que de drones d'observation et de reconnaissance. On sait que la propulsion des petits missiles tactiques est actuellement assurée essentiellement par des moteurs-fusées à propergol solide. Ce mode de propulsion présente plusieurs avantages. Il est d'une grande simplicité technologique. Il permet de réaliser des propulseurs de grande compacité et d'un coût modéré. Le temps de réponse de ces propulseurs est faible, et ces propulseurs peuvent être stockés comme des munitions classiques et présentent une grande facilité de mise en oeuvre opérationnelle. Par contre ce mode de propulsion présente les inconvénients d'avoir une consommation spécifique élevée (impulsion spécifique maximum de l'ordre de 250 s) et de présenter une signature infrarouge trop forte du jet en sortie de tuyère, si les phénomènes de post-combustion ne peuvent être évités.

Par ailleurs, il a déjà été proposé d'assurer la propulsion de certains engins, tels que des missiles de croisière, à l'aide de turboréacteurs qui, contrairement aux moteurs-fusées, présentent les avantages d'une faible consommation spécifique et d'une signature infrarouge du jet en sortie de tuyère qui peut être réduite par dilution dans de l'air à faible température. Malheureusement, les turboréacteurs sont des propul- seurs qui fonctionnent avec un combustible liquide, ce qui est un inconvénient majeur au plan de la mise en oeuvre 35 opérationnelle pour des missiles tactiques. De plus, ce type de propulseur délivre une poussée limitée par unité de poids du propulseur, et il est d'un coût de développement et de fabrication relativement élevé. En conséquence, les turboréacteurs ne sont actuellement que rarement utilisés pour assurer la propulsion de petits missiles tactiques subsoniques. Afin de conserver l'avantage d'une facilité de mise en oeuvre opérationnelle (facilité de stockage et d'utilisation) telle que celle liée à l'utilisation de propergol solide, tout en gardant un niveau de performances attractif, et en particulier en bénéficiant d'une impulsion spécifique supérieure à celle d'un moteur-fusée à propergol solide (donc d'une consommation spécifique moindre) et d'une meilleure discrétion infrarouge que ce dernier, ainsi que d'un moindre coût et d'une meilleure poussée par unité de poids qu'un turboréacteur, il a déjà été proposé d'assurer la propulsion de certains engins au moyen d'une turbomachine de technologie simplifiée, appelée turbofusée, associant un générateur de gaz combustibles à semi-propergol solide et un ensemble turbocompresseur, dont la turbine est entraînée par les gaz combustibles délivrés par le générateur de gaz, et entraîne à son tour le compresseur, qui comprime de l'air ambiant introduit avec les gaz combustibles détendus sortant de la turbine dans une chambre de combustion, où le mélange est enflammé, les gaz de combustion en résultant s'échappant par une tuyère pour assurer la propulsion. Mais les engins équipés d'un propulseur à turbofusée comprennent en général de nombreux autres équipements embarqués, nécessitant, pour leur fonctionnement, une alimentation en énergie, en particulier électrique, qui doit leur être fournie par au moins un générateur embarqué, tel qu'un alternateur. Le problème à la base de l'invention est d'aménager l'architecture et la structure d'une turbofusée, en la simplifiant et en la rendant compatible avec les autres équipements embarqués dans un engin, tel qu'un missile, afin de la rendre apte à l'utilisation comme propulseur équipant des petits missiles tactiques subsoniques de faible à moyenne portée. Le but de l'invention est donc de simplifier l'architecture et la structure de la turbofusée, afin d'en réduire la masse et/ou l'encombrement, ainsi que le coût, et donc aussi la masse, l'encombrement et le coût du missile, et/ou à augmenter la charge utile et/ou la portée de ce missile, par rapport à un missile à propulsion assurée par moteur-fusée à propergol solide conventionnel, de même masse et/ou encombrement. A cet effet, l'invention a pour objet un engin à propulsion par turbofusée comprenant un générateur de gaz combustibles à au moins un bloc de propergol solide, pauvre en oxydant de manière que sa combustion engendre un flux de gaz chauds, réducteurs et combustibles, destiné à être amené à l'entrée d'une turbine d'un ensemble turbocompresseur, comprenant également un compresseur solidaire en rotation de la turbine, ledit compresseur étant alimenté en air ambiant admis par au moins une prise d'air, l'air délivré à la sortie du compresseur et les gaz combustibles délivrés à la sortie de la turbine étant introduits et enflammés dans au moins une chambre de combustion, d'où les gaz de combustion s'échappent par au moins une tuyère assurant la propulsion de l'engin, et se caractérise en ce que la chambre de combustion et la tuyère sont disposées annulairement autour de l'axe de l'ensemble turbocompresseur de manière à laisser libre un espace central, et en ce que cet espace central abrite au moins un générateur d'énergie (tel qu'un alternateur) entraîné en rotation par l'ensemble turbocompresseur, pour engendrer une énergie (par exemple électrique) nécessaire à l'actionnement d'un ou de plusieurs organes embarqués sur l'engin (tel que des gouvernes). Ainsi, la génération d'énergie, en particulier électrique, nécessaire au fonctionnement de nombreux équipements du missile, peut être intégrée dans la turbofusée assurant la propulsion de ce missile.

Selon une structure simple, la turbofusée comprend avantageusement une unique chambre de combustion et une unique tuyère qui sont annulaires. Dans une architecture avantageusement simplifiée de la turbofusée, et en particulier de son ensemble turbocompresseur, ce dernier est un ensemble à turbine mono-étage et compresseur mono-étage qui sont solidaires d'un unique arbre de rotation, s'étendant axialement au moins partiellement dans ledit espace central. On comprend que le caractère mono-étage de la turbine et du compresseur soit favorable à une bonne compacité axiale, tandis qu'avantageusement le caractère axial de l'écoulement au travers de la turbine et du compresseur est favorable à une bonne compacité radiale. Selon un premier mode préféré de réalisation, qui conduit à une architecture du propulseur très simple, de très faible encombrement axial et donc très légère, l'ensemble turbocompresseur est mono-roue et présente deux aubages décalés, l'un par rapport à l'autre, radialement sur la roue et dont l'un est constitué d'aubes de turbine et l'autre d'aubes de compresseur, la roue étant directement solidaire en rotation du générateur d'énergie. Dans ce cas, la réalisation et le montage sont encore simplifiés si l'ensemble turbocompresseur est monobloc et présente l'aubage de compresseur radialement à l'extérieur de l'aubage de turbine sur la roue. Toutefois, si l'on veut s'affranchir de la réalisation de la roue unique de forme relativement complexe, puisque présentant les aubes de turbine et les aubes de compresseur situées les unes près des autres, ainsi que de la relation imposée par la solution mono-roue entre le taux de détente de la turbine et le rapport de compression du compresseur, il est avantageux que, selon un second mode préféré de réalisation, l'ensemble turbocompresseur soit biroue, et présente une roue de compresseur, dont la position vers l'aval ou l'amont par rapport à une roue de turbine, est la même que la position, vers l'aval ou l'amont, de la roue de turbine par rapport au générateur de gaz. Dans ce cas, afin de faciliter l'intégration du générateur d'énergie dans l'ensemble turbocompresseur de conception porteuse, l'arbre est monobloc avec une des roues, qui est en porte-à-faux sur une partie d'extrémité axiale de l'arbre, l'autre roue étant rapportée sur l'autre partie d'extrémité axiale de l'arbre, et le générateur d'énergie étant solidaire, en rotation, de l'arbre entre les deux roues.

Lorsqu'on adopte une configuration de ce type, dans laquelle le générateur de gaz est en aval de la roue de turbine, elle-même en aval de la roue de compresseur, les gaz combustibles délivrés en sortie de turbine sont conduits à la chambre de combustion par un diffuseur de forme annulaire autour de l'axe de l'ensemble turbocompresseur, et qui s'étend entre l'espace central et la chambre de combustion et débouche dans cette dernière par une extrémité de sortie coudée. Afin de limiter l'encombrement radial de la turbofu- sée, et donc de l'engin, tout en bénéficiant d'une forme de révolution avantageuse, au plan aérodynamique, autour de l'axe longitudinal de la turbofusée et de l'engin, il est préférable que ce dernier comprenne une unique prise d'air de forme annulaire autour de l'axe de l'ensemble turbocom- presseur, confondu avec l'axe de la turbofusée. Si, malgré la simplicité de l'architecture de la turbofusée, on souhaite donner à l'engin au moins deux niveaux de poussée différents, le générateur de gaz combustibles comprend, avantageusement, deux blocs de propergol solide et un dispositif de commande capable d'assurer les combustions successives ou simultanées des deux blocs. En outre, pour refroidir le générateur d'énergie et/ou au moins un palier dans lequel le générateur et l'ensemble turbocompresseur qui l'entraîne sont montés en rotation, il est avantageux que, dans l'espace central, soit logée au moins une cloison canalisant de l'air prélevé en sortie du compresseur par au moins un canal de refroidisse-ment. De même, il est avantageux que, dans l'espace central, soit logé au moins un dispositif de lubrification d'au moins un roulement par lequel le générateur d'énergie et l'ensemble turbocompresseur qui l'entraîne sont montés en rotation dans au moins un palier. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention découleront de la description donnée ci-dessous, à titre non limitatif, d'exemples de réalisation décrits en référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique en élévation latérale d'un missile tactique guidé par fibre optique et propulsé par turbofusée, - la figure 2 est une demi-vue axiale en coupe schématique d'une variante de turbofusée mono-roue à turbine interne, dont le générateur de gaz comprend deux blocs de propergol solide, - la figure 3 est une vue analogue à la figure 2 d'une turbofusée mono-roue à turbine externe, - la figure 4 est une demi-vue analogue aux figures 2 et 3 d'une variante de turbofusée bi-roue à générateur de gaz amont comprenant deux blocs de propergol solide, - la figure 5 est une demi-vue schématique analogue à la figure 4 pour une variante de turbofusée bi-roue à générateur de gaz aval comprenant deux blocs de propergol solide, - la figure 6 est une vue schématique partielle, à plus grande échelle, et en coupe axiale d'un clapet mobile équipant les turbofusées des figures 2 à 5, la figure 7 est une vue schématique en coupe axiale de l'engin de la figure 1 au niveau de la turbofusée bi-roue à générateur de gaz en aval d'une roue de turbine elle-même en aval de la roue du compresseur, et - la figure 8 est une vue analogue à la figure 7 pour un engin équipé d'une turbofusée mono-roue à turbine interne. La figure 1 représente schématiquement un missile 1 guidé par fibre optique, et dont le propulseur, logé dans la partie centrale, et libérant ainsi la partie arrière pour le logement et le dévidage de la bobine de fibre optique, est une turbofusée de l'un des différents types décrits ci-dessous en référence aux figures 2 à 8. L'architecture générale et la structure du missile 1 sont telles que l'on retrouve, de l'avant vers l'arrière, correspondant respecti- vement à l'amont et à l'aval pour l'écoulement de l'air ambiant par rapport au missile 1, une pointe avant 2, un compartiment 3 contenant la charge utile, un compartiment 4 contenant les circuits électroniques de guidage et de pilotage, la turbofusée 5 entourée de quatre ailes 6 disposées en X, un générateur de croisière 7, un accélérateur 8 pour la mise en vitesse du missile au lancement, un compartiment 9 contenant notamment des piles et des actionneurs tels que des vérins d'actionnement de quatre gouvernes en X, 10, qui entourent le compartiment 9, et, enfin, une partie arrière 11 renfermant des circuits de commande des gouvernes ainsi qu'une bobine de fibre optique dévidée au cours du vol. La turbofusée 5 peut présenter l'une des quatre architectures générales schématiquement représentées sur les 25 demi-coupes axiales des figures 2 à 5, sur lesquelles les éléments analogues de la turbofusée sont repérés par les mêmes références. Les turbofusées représentées sur les figures 2 à 5 sont chacune constituées essentiellement : 30 - d'un générateur de gaz combustibles 12, disposé à l'avant de la turbofusée sur les variantes des figures 2, 3 et 4, et à l'arrière sur la variante de la figure 5, et comprenant deux blocs 13 et 14 de propergol solide, pauvre en oxydant, dont la combustion libère du combustible sous 35 forme de gaz chauds et réducteurs ; les deux blocs étant annulaires, coaxiaux, avec une section transversale circu- laire et de révolution autour de l'axe A-A de la turbofusée 5 et du missile 1, le bloc de propergol 13, en position radiale interne, étant confiné vers l'axe A-A par une cloison cylindrique 15, et entouré par le bloc de propergol 14, en position radiale externe, dont il est séparé par une cloison cylindrique 16, le bloc externe 14 étant lui-même confiné vers l'extérieur par une protection cylindrique 17 à l'intérieur de la peau du missile. Les deux blocs 13 et 14 peuvent être mis à feu simultanément ou individuellement grâce à un allumeur, non spécifiquement décrit ni représenté car de structure classique connue de l'homme du métier, et à un clapet repéré dans son ensemble par la référence 18, dont la structure et le fonctionnement sont plus précisément décrits ci-dessous en référence à la figure 6, - d'un dispositif 19 d'amenée des gaz combustibles, issus du générateur 12, vers un distributeur de turbine 20, le dispositif 19 d'amenée des gaz comprenant essentiellement un diaphragme 21 radial interne, qui prolonge la protection axiale interne 15, et un collecteur 22 externe, qui prolonge la protection externe 17, - du distributeur de turbine 20, comprenant un certain nombre d'injecteurs permettant l'arrivée des gaz réducteurs de façon appropriée, en particulier avec une inclinaison désirée, sur une partie seulement de la périphé- rie d'une turbine 23, - de la turbine 23, qui est axiale, mono-étage, à injection partielle (qui ne reçoit le fluide moteur que sur une partie de sa périphérie), et est entraînée en rotation par les gaz chauds issus du générateur 12, - d'une ou plusieurs prises d'air, captant l'air extérieur, mais de préférence une unique prise d'air 24 annulaire et de révolution autour de l'axe A-A, - d'un compresseur 25, axial et mono-étage, assurant au travers d'un redresseur 26 l'alimentation en air comprimé d'une chambre de combustion 27, - de la chambre de combustion 27, qui est annulaire, de révolution autour de l'axe A-A, et dans laquelle les gaz combustibles issus du générateur 12 et détendus en sortie de turbine 23 se mélangent à l'air extérieur admis par la prise d'air 24 et comprimé par le compresseur 25, ce mélange s'enflammant dans la chambre de combustion 27, à l'aide d'un allumeur, non représenté car de structure bien connue, ou spontanément si la composition des propergols des blocs 13 et 14 est choisie de manière à donner aux gaz combustibles qu'ils délivrent des propriétés d'hypergolicité vis-à-vis de l'air, - d'une tuyère 28, également annulaire, de révolution autour de l'axe A-A, prolongeant la chambre de combustion 27 pour permettre l'éjection des gaz de combustion vers l'extérieur, la chambre de combustion 27 et la tuyère 28 annulaires, ainsi éventuellement que la prise d'air 24 annulaire, laissant libre et entourant, au moins partielle-ment, un espace central 29, - d'un unique arbre axial 30 d'un groupe turbocompresseur 31, comprenant la turbine 23 et le compresseur 25, l'arbre 30 étant monté en rotation autour de l'axe A-A, dans l'espace central 29, et - d'un générateur d'énergie 32, logé dans l'espace central 29, et dont le rotor 33 est entraîné en rotation par l'arbre 30, le stator 34 du générateur 32 étant retenu dans l'espace central 29 par des moyens non représentés sur les figures 2 à 5. Ce générateur d'énergie 32 est, par exemple, un alternateur électrique entraîné en rotation par le groupe turbocompresseur 31 pour délivrer l'énergie électrique nécessaire à l'actionnement et à l'alimentation d'organes ou de composants embarqués sur le missile 1, par exemple les gouvernes 10 actionnées par des vérins électriques logés dans le compartiment 9. Le groupe turbocompresseur 31 des variantes des figures 2 et 3 est spécifique en ce qu'il est monobloc et monoroue ou monodisque : l'arbre 30 est d'une seule pièce avec une roue 35, en porte-à-faux sur l'extrémité axiale amont de l'arbre 30, et présentant deux aubages décalés radialement l'un par rapport à l'autre sur la roue 35 et séparés l'un de l'autre par une jante 36. L'un des aubages constitue les aubes de la turbine 23 et l'autre les aubes du compresseur 25. Par contre, sur la figure 2, les aubes de turbine 23 sont radialement à l'intérieur des aubes du compresseur 25, ce qui simplifie la réalisation du dispositif d'amenée de gaz 19 et de la prise d'air 24, tandis que sur la figure 3 les aubes de turbine 23 sont radialement à l'extérieur des aubes du compresseur 25, ce qui impose qu'au moins au niveau des injecteurs du distributeur de turbine 20, le dispositif d'amenée de gaz 19 croise radialement vers l'extérieur la prise d'air 24 débouchant radialement à l'intérieur de la jante 36 de la roue 35. Dans les variantes des figures 4 et 5, l'arbre 30 du groupe turbocompresseur 31 supporte deux roues dont l'une, 37, présente à sa périphérie les aubes de la turbine 23, et dont l'autre, 38, présente à sa périphérie les aubes du compresseur 25. L'une des deux roues peut être monobloc avec l'arbre 30, à une extrémité axiale de ce dernier, tandis que l'autre roue est rapportée sur l'autre extémité axiale de cet arbre 30, le générateur d'énergie 32 étant monté entre les deux roues et autour de l'arbre 30. Le groupe turbocompresseur 31 de type bi-roue, est tel que, si le générateur de gaz 12 est en amont de la roue 37 de turbine 23, comme sur la figure 4, alors cette roue de turbine 23 est elle-même en amont de la roue 38 du compresseur 25. Par contre, si le générateur de gaz 12 est en aval, par rapport à l'écoulement de l'air, de la roue 37 de turbine 23, alors cette roue de turbine 23 est elle-même en aval de la roue 38 du compresseur 25, comme sur la figure 5. Dans la variante de la figure 4, à générateur de gaz 12 amont et groupe turbocompresseur 31 bi-roue, pour permettre à la prise d'air 24 de déboucher sur l'aubage du compresseur 25 de la roue 38 en aval de la roue 37 de turbine 23, la prise d'air 24 croise radialement vers l'intérieur un diffuseur axial 39 conduisant les gaz combustibles délivrés en sortie de turbine 23 jusqu'à l'entrée de la chambre de combustion 27. Par contre, dans la variante de turbofusée selon la figure 5, du fait de la disposition du générateur de gaz 12 en aval de la roue 37 de turbine 23, il est prévu un diffuseur 40, annulaire et de révolution autour de l'axe A- A, et s'étendant essentiellement axialement, autour de l'espace central 29 mais radialement à l'intérieur de la chambre de combustion 27, pour guider les gaz combustibles délivrés en sortie de turbine 23 jusqu'à une ou plusieurs entrées, par une extrémité coudée, dans la chambre de combustion 27 en position directement adjacente au débouché de la prise d'air 24 dans cette chambre 27. La turbofusée à générateur de gaz 12 aval et groupe turbocompresseur 31 biroue de la figure 5 assure une circulation des gaz combustibles, jusqu'à la chambre de combustion 27, qui se fait à contresens de la circulation d'air dans la prise 24 jusqu'à la chambre 27. Le générateur de gaz 12, placé en amont (figures 2, 3 et 4) ou en aval (figure 5) de la turbine 23 est de conception analogue à celle des générateurs de gaz des statofusées. Lorsque le générateur de gaz 12 est constitué de deux blocs de propergol solide 13 et 14, la mise à feu successive ou simultanée de ces blocs permet l'obtention de trois niveaux de poussée différents : un premier niveau est obtenu par l'allumage du seul bloc de propergol central 13, puis l'allumage du bloc de propergol externe 14 permet d'obtenir un second niveau de poussée, grâce à la génération de gaz combustibles provenant des deux blocs 13 et 14, et enfin, en supposant que l'épuisement du bloc interne 13 se produise avant celui du bloc externe 14, un troisième niveau de poussée est obtenu à partir des gaz combustibles produits par le seul bloc externe 14, en fin de trajectoire. La composition du propergol des blocs 13 et 14 est choisie de façon à obtenir une vitesse de combustion adaptée aux pressions de fonctionnement considérées, notamment une vitesse de combustion de référence à pression donnée, et un exposant de pression adéquat, ainsi qu'une température de flamme compatible avec la limite admissible par les aubes de la turbine 23, cette température étant une fonction du rapport K de la masse d'oxydant à la masse de réducteur du propergol des blocs 13 et 14, et pouvant donc être réglée assez aisément, et également une richesse injectée suffisante dans la chambre de combustion 27, pour obtenir une combustion air/gaz combustibles avec un bon rendement. A titre d'exemple, la composition des blocs 13 et 14 de propergol du générateur de gaz 12 est déterminée de façon à obtenir une température devant la turbine 23 de l'ordre de 1400 K, sans éjection de particules solides. Dans les turbofusées des figures 2 à 5, pour obtenir au moins deux niveaux de poussée différents, correspondant à des flux de gaz combustibles délivrés successivement par le bloc de propergol central 13, puis, par les deux blocs de propergol 13 et 14, et éventuellement, enfin, un troisième niveau de poussée, lorsque seul le bloc externe 14 délivre des gaz combustibles après extinction par épuisement du bloc central 13, on utilise, en combinaison, un allumeur classique (non représenté) pour initier la combustion du seul bloc central 13, et le clapet 18, représenté à plus grande échelle sur la figure 6, dans une structure partielle selon la figure 4. Ce clapet 18 est un clapet cylindrique à commande pyrotechnique et à deux positions, qui, dans une position fermée, représentée sur les figures 2 à 6, isole le propergol du bloc externe 14 de tout contact avec les gaz chauds dégagés par la combustion du propergol du bloc central 13 après son allumage, et qui, dans sa position ouverte, après le fonctionnement de la commande pyrotechnique, permet l'allumage du propergol du bloc externe 14 par simple contact avec les gaz combustibles chauds délivrés par le bloc central 13. A cet effet, le clapet 18 comprend un obturateur cylindrique axial 41 qui, en position de fermeture ou de repos du clapet, obture le passage entre les parois de protection 16 et 22, en prenant appui par une extrémité axiale sur une bride radiale 42 solidaire de la paroi 16, et dont l'autre extrémité axiale, engagée à coulissement axial dans une chambre annulaire 43, délimitée dans un boîtier 44 solidaire de la paroi de protection 22, porte un collet radial 45, formant piston coulissant dans la chambre 43, sous la poussée d'une masse de gaz engendrée par l'allumage d'une charge pyrotechnique 46, disposée entre le piston 45 et l'extrémité axiale de la chambre 43 qui est située du côté de l'obturateur 41. On comprend que la mise à feu de la charge pyrotechnique 46 commande le coulissement axial de l'obturateur 41, et ouvre ainsi le passage entre les parois 16 et 22. Dans chaque variante, le clapet 18 permet, selon sa position, l'écoulement par le dispositif d'amenée 19 vers le distributeur de turbine 20 et l'entrée de la turbine 23, des flux de gaz combustibles délivrés par le seul bloc central de propergol 13 ou par les deux blocs 13 et 14. La turbofusée de la figure 7 est du type à groupe turbocompresseur 31 bi-roue et générateur de gaz 12 en aval ou arrière de la roue 37 de turbine 23, elle-même en aval ou arrière de la roue 38 du compresseur 25, selon la même architecture générale que celle décrite ci-dessus en référence à la figure 5. Mais, dans l'exemple de la figure 7, le générateur de gaz 12 comprend un seul bloc de propergol solide, et la roue de turbine 37 est en porte-à-faux sur l'extrémité axiale arrière de l'arbre 30 et monobloc en acier coulé avec l'arbre 30, tandis que la roue du compresseur 38 est en aluminium usiné et rapportée sur une partie d'extrémité axiale avant de l'arbre 30, sur lequel elle est retenue par un écrou 47 vissé sur l'extrémité amont filetée de l'arbre 30. Ce dernier est monté en rotation dans deux roulements 48 disposés entre deux joints d'étanchéité 49 et retenus avec eux par un carter d'extrémité avant 50 et un carter de stator 51 d'alternateur, formant paliers et fixés l'un à l'autre par des brides radiales 52, le rotor de l'alternateur (non représenté) étant directement entraîné en rotation par l'arbre 30 entre les deux roulements 48. Le carter 51, qui entoure l'arbre 30 entre les deux roues 37 et 38 et dans l'espace central 29, est fixé par des brides radiales 53 à l'intérieur d'un carter monobloc annulaire 54, qui comprend une cloison externe 55 et une cloison intermédiaire 56, reliées l'une à l'autre par des entretoises 57 radiales et délimitant entre elles la chambre de combustion 27 et la tuyère 28 qui sont annulaires, le carter 54 comprenant également une cloison interne 58 délimitant le diffuseur annulaire 40 entre elle et la cloison intermédiaire 56. La partie avant de la cloison externe 55 et celle recourbée en volute d'entrée dans la chambre de combustion 27 sur la cloison interne 58 supportent l'étage redresseur 26, séparé de la roue de compresseur 38 par des canaux radiaux 59 de prélèvement d'air en aval du compresseur 25 pour le conduire dans l'espace central 29 et refroidir l'alternateur 32, les roulements 48 et leurs paliers. A l'arrière, la cloison intermédiaire 56 supporte, par l'intermédiaire du distribu- teur 20 de turbine, le diaphragme radial 21 du dispositif d'amenée de gaz 19, et qui constitue un diaphragme d'étanchéité aval, protégeant le groupe turbocompresseur 31 des gaz chauds réducteurs délivrés par le générateur de gaz 12, logé dans une virole cylindrique (non représentée) qui se raccorde à la cloison intermédiaire 56 et la prolonge vers l'arrière. Le système d'étanchéité du goupe turbocompresseur 31, comprenant les joints 49 et le diaphragme aval 21, est complété par une cloison radiale amont 60, disposée juste en amont de la roue de compresseur 38, et supportée par l'extrémité arrière de la paroi interne 62 d'un carter monobloc annulaire 61 d'entrée d'air, comportant également une paroi externe 63 reliée à la paroi interne 62 par des entretoises radiales 64, et délimitant la prise d'air annulaire 24 entre ses parois 62 et 63. Sa paroi externe 63 se raccorde vers l'arrière à la cloison externe 55 du carter 54, et sa paroi interne 62 se raccorde vers l'avant à une virole (non représentée) de la partie avant du missile. On réalise ainsi un moteur de conception porteuse avec génération électrique intégrée, dans lequel tout le groupe turbocompresseur 31,l'alternateur 32, les roulements 48, le distributeur de turbine 20, le redresseur 26 et le système d'étanchéité, sauf la cloison amont 60, sont supportés par le carter monobloc 54 définissant la chambre de combustion 27, la tuyère 28 et le diffuseur 40 qui sont annulaires, le courant électrique produit par l'alternateur 32 étant transmis par des câbles 65 qui peuvent traverser la chambre de combustion 27 dans les entretoises 57, pour alimenter d'autres composants du missile. La turbofusé.e de la figure 8 est du type à groupe turbocompresseur 31 monoroue et générateur de gaz 12 en amont de la roue unique 35, selon la même architecture générale que celle décrite ci-dessus en référence à la figure 2. Comme dans celui de la figure 7, le générateur de gaz 12 comprend un seul bloc de propergol solide. L'arbre 30, en acier coulé et monobloc avec la roue 35 en porte-à-faux sur son extrémité avant, est monté en rotation dans deux roulements 48, retenus par un écrou 47, vissé sur l'extrémité arrière filetée de l'arbre 30, et dans des paliers du carter arrière 50 et du carter 51 du stator 34 de l'alternateur 32, les carters 50 et 51 étant fixés l'un à l'autre par des brides radiales 52, et le rotor 33 de l'alternateur 32 étant entraîné en rotation par l'arbre 30 entre les deux roulements 48. Le carter 51 est fixé par des brides radiales 53 à l'intérieur d'un carter annulaire monobloc 54, comportant une cloison externe 55 et une cloison interne 56 reliées par des entretoises radiales 57 et délimitant entre elles la chambre de combustion 27 et la tuyère 28 qui sont annulaires. Les parties avant des cloisons 55 et 56 supportent le redresseur 26, qui présente un étage externe complet d'aubes redresseuses, immédiatement en aval de l'aubage de compresseur 25 en position radiale externe sur la roue 35, et un étage interne et partiel d'aubes redresseuses, en aval de certaines parties de l'aubage de turbine 23 en position radiale interne sur la roue 35. Des canaux radiaux 59 sont ménagés dans des parties massives présentes entre des parties munies d'aubes redres- seuses de ce second étage du redresseur 26, pour prélever de l'air comprimé en sortie du compresseur 25 et au niveau de l'étage externe du redresseur 26, et l'injecter dans l'espace central 29, où cet air est guidé par des cloisons de canalisations 66 et 67, afin de refroidir l'alternateur 32 ainsi que les paliers et roulements 48. La cloison de canalisation 66 est sensiblement radiale, entre la roue 35 et le carter d'alternateur 51, sur lequel elle est fixée par une vis 68, et elle retient un joint d'étanchéité 49 monté autour de l'arbre 30, entre la roue 35 et le roulement amont 48. La cloison 67 est axiale et tubulaire avec un fond ouvert au centre, et entoure avec espacement le carter d'alternateur 51 et le palier arrière 50, en étant fixée aux brides radiales 53. Des passages axiaux 69 ménagés dans le carter 51 permettent l'entrée de l'air dans la cloison 67.

Un dispositif 70 de lubrification des roulements 48, conçu pour un stockage de longue durée, est également logé dans l'espace central 29 et supporté par le carter 54, à l'aide d'une bride radiale interne 71 percée d'un orifice de passage d'air de refroidissement. Les fils 65 d'alimentation électrique à partir de l'alternateur 32 traversent les carters 50 et 51, les brides 52 et le fond de la cloison 67, pour alimenter d'autres composants dans la partie arrière du missile. Enfin, un carter monobloc annulaire 61 d'entrée d'air délimite la prise d'air 24 entre une paroi interne 62 et une paroi externe 63, laquelle est constituée d'une partie avant vissée sur une partie arrière reliée par des entretoises radiales 64 à la paroi interne 62. Cette dernière porte, à son extrémité arrière et par l'intermédiaire du distributeur de turbine 20, le diaphragme radial 21, disposé entre le générateur de gaz 12 et la roue 35 pour la protéger des gaz chauds réducteurs délivrés par le générateur 12. L'extrémité amont de la paroi interne 62 se visse sur une virole 72 entourant le générateur 12 vers l'avant du missile, tandis qu'une virole (non représentée) se raccorde à l'extrémité arrière de la cloison interne 56 du carter 54 et la prolonge vers l'arrière du missile. La liaison entre les carters 54 et 61 est assurée par vissage de l'extrémité avant de la cloison externe 55 sur l'extrémité arrière de la paroi externe 63. Des turbofusées réalisées selon les figures 7 et 8, 15 d'un diamètre de l'ordre de 200 mm, peuvent avoir une masse de l'ordre de 7 kg pour la version monoroue de la figure 8, et de 11 kg pour la version bi-roue de la figure 7. Leur impulsion spécifique est voisine de 500 s, soit environ deux fois plus qu'un moteur-fusée. Le générateur d'énergie entraîné par l'arbre du groupe turbocompresseur n'est pas limité à un alternateur, mais peut être tout autre organe récepteur d'un mouvement de rotation pour son fonctionnement, par exemple une pompe hydraulique. Dans la version biroue le générateur d'énergie est avantageusement disposé entre la roue de turbine et la roue de compresseur. Bien entendu, ce générateur pourrait être monté à l'extrémité, amont ou aval, d'une de ces roues, mais au détriment de la compacité de l'ensemble turbofusée. 20 25 30

Claims (12)

REVENDICATIONS

1. Engin (1) à propulsion par turbofusée (5) comprenant un générateur (12) de gaz combustibles à au moins un bloc (13, 14) de propergol solide, pauvre en oxydant de manière que sa combustion engendre un flux de gaz chauds, réducteurs et combustibles, destiné à être amené à l'entrée d'une turbine (23) d'un ensemble turbocompresseur (31), comprenant également un compresseur (25) solidaire en rotation de la turbine, ledit compresseur étant alimenté en air ambiant admis par au moins une prise d'air (24), l'air délivré à la sortie du compresseur (25) et les gaz combustibles délivrés à la sortie de la turbine (23) étant introduits et enflammés dans au moins une chambre de combustion (27), d'où les gaz de combustion s'échappent par au moins une tuyère (28) assurant la propulsion de l'engin (1), caractérisé en ce que la chambre de combustion (27) et la tuyère (28) sont disposées annulairement autour de l'axe (A-A) de l'ensemble turbocompresseur (31) de manière à laisser libre un espace central (29), et en ce que cet espace central abrite au moins un générateur d'énergie (32), tel qu'un alternateur, entraîné en rotation par l'ensemble turbocompresseur (31), pour engendrer une énergie, par exemple électrique, nécessaire à l'actionnement d'un ou de plusieurs organes (10) embarqués sur l'engin (1), tels que des gouvernes.

2. Engin à propulsion par turbofusée selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend une unique chambre de combustion (27) et une unique tuyère (28) qui sont annulaires.

3. Engin à propulsion par turbofusée selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que l'ensemble turbocompresseur (31) est un ensemble à turbine (23) mono-étage et compresseur (25) mono-étage qui sont solidaires d'un unique arbre (30) de rotation, s'étendant axialement au moins partiellement dans ledit espace central (29).

4. Engin à propulsion par turbofusée selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'ensemble turbocompresseur (31) est mono-roue (35) et présente deux aubages (23, 25) décalés, l'un par rapport à l'autre, radialement sur la roue (35), et dont l'un est constitué d'aubes de turbine (23) et l'autre d'aubes de compresseur (25), la roue (35) étant directement solidaire en rotation dudit générateur d'énergie (32).

5. Engin à propulsion par turbofusée selon la 10 revendication 4, caractérisé en ce que l'ensemble turbocom- presseur (31) est monobloc et présente l'aubage de compres- seur (25) radialement à l'extérieur de l'aubage de turbine (23) sur la roue (35).

6. Engin à propulsion par turbofusée selon la 15 revendication 3, caractérisé en ce que l'ensemble turbo-compresseur (31) est bi-roue (37, 38), et présente une roue de compresseur (38) dont la position, vers l'aval ou l'amont, par rapport à une roue de turbine (37) est la même que la position, vers l'aval ou l'amont, de ladite roue de 20 turbine (37) par rapport au générateur de gaz (12).

7. Engin à propulsion par turbofusée selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'arbre (30) est monobloc avec une roue (37), qui est en porte-à-faux sur une partie d'extrémité axiale de l'arbre, l'autre roue (38) 25 étant rapportée sur l'autre partie d'extrémité axiale de l'arbre (30), et le générateur d'énergie (32) étant solidaire en rotation de l'arbre (30) entre les deux roues (37, 38).

8. Engin à propulsion par turbofusée selon la 30 revendication 7, dont le générateur de gaz (12) est en aval de la roue de turbine (37) elle-même en aval de la roue de compresseur (38), caractérisé en ce que les gaz combustibles délivrés en sortie de turbine (23) sont conduits à la chambre de combustion (27) par un diffuseur (40) de forme 35 annulaire autour de l'axe (A-A) de l'ensemble turbocompresseur (31), et qui s'étend entre l'espace central (29) et lachambre de combustion (27), et débouche dans cette dernière par une extrémité de sortie coudée.

9. Engin à propulsion par turbofusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce qu'il comprend une unique prise d'air (24) de forme annulaire autour de l'axe (A-A) de l'ensemble turbocompresseur (31).

10. Engin à propulsion par turbofusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que le générateur (12) de gaz comprend deux blocs de propergol solide (13, 14) et un dispositif de commande (18) capable d'assurer les combustions successives ou simultanées des deux blocs (13, 14).

11. Engin à propulsion par turbofusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que, dans ledit espace central (29), est logée au moins une cloison (66, 67) canalisant de l'air prélevé en sortie du compresseur (25) par au moins un canal (59) de refroidisse-ment, pour refroidir le générateur d'énergie (32) et/ou au moins un palier (50, 51) dans lequel le générateur (32) et l'ensemble turbocompresseur (31) qui l'entraîne sont montés en rotation.

12. Engin à propulsion par turbofusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, caractérisé en ce que, dans ledit espace central (29), est logé au moins un dispositif de lubrification (70) d'au moins un roulement (48) par lequel le générateur d'énergie (32) et l'ensemble turbocompresseur (31) qui l'entraîne sont montés en rotation dans au moins un palier (50, 51).