FR2998269A1 - Connection device for connecting e.g. solid propellant engine and cryogenic engine, of launcher, has front caps delimiting housing to receive rear cap that is coupled with front cap, where front and rear caps are in shape of ogive - Google Patents
Connection device for connecting e.g. solid propellant engine and cryogenic engine, of launcher, has front caps delimiting housing to receive rear cap that is coupled with front cap, where front and rear caps are in shape of ogive Download PDFInfo
- Publication number
- FR2998269A1 FR2998269A1 FR1261040A FR1261040A FR2998269A1 FR 2998269 A1 FR2998269 A1 FR 2998269A1 FR 1261040 A FR1261040 A FR 1261040A FR 1261040 A FR1261040 A FR 1261040A FR 2998269 A1 FR2998269 A1 FR 2998269A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- cap
- stage
- launcher
- low
- thrusters
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims description 11
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 13
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims description 26
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 claims description 9
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 claims description 4
- 230000010485 coping Effects 0.000 claims 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 11
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 5
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 3
- VOPWNXZWBYDODV-UHFFFAOYSA-N Chlorodifluoromethane Chemical compound FC(F)Cl VOPWNXZWBYDODV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 238000004873 anchoring Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 230000008094 contradictory effect Effects 0.000 description 1
- 230000000368 destabilizing effect Effects 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
- Fishing Rods (AREA)
Abstract
Description
Dispositif de liaison entre un premier étage et un deuxième étage d'un composite inférieur d'un lanceur ; lanceur, procédé de lancement et procédés d'assemblage associés. L'invention a pour domaine celui des dispositifs de liaison entre N propulseurs dits bas, N étant supérieur ou égal à deux, et un propulseur dit haut d'un lanceur s'étendant selon un axe longitudinal (X) destiné à être positionné verticalement lors d'un lancement. Le document US 6 554 228 B2 décrit un lanceur comportant deux propulseurs auxiliaires fixés de part et d'autre d'un propulseur principal. Chaque propulseur auxiliaire est fixé au propulseur principal par deux pièces de liaison respectivement supérieure et inférieure. Un propulseur auxiliaire est généralement un moteur à propergol solide. Il présente un corps tubulaire équipé d'un système d'allumage pour la mise à feu de la poudre qu'il contient, et une tuyère pour l'éjection des gaz de combustion, de l'intérieur vers l'extérieur du corps.Connecting device between a first stage and a second stage of a lower composite of a launcher; launcher, launching method and associated assembly methods. The subject of the invention is that of linking devices between so-called low N propellers, N being greater than or equal to two, and a so-called top thruster of a launcher extending along a longitudinal axis (X) intended to be positioned vertically when of a launch. Document US Pat. No. 6,554,228 B2 describes a launcher comprising two auxiliary thrusters fixed on either side of a main thruster. Each auxiliary thruster is attached to the main thruster by two upper and lower link pieces respectively. An auxiliary propellant is generally a solid propellant engine. It has a tubular body equipped with an ignition system for firing the powder it contains, and a nozzle for the ejection of combustion gases from the inside to the outside of the body.
Au-delà de chacune de ses extrémités, la paroi latérale du corps du propulseur est prolongée, vers le bas, par une jupe arrière et, vers le haut, par une jupe avant. Les pièces de liaison supérieure et inférieure sont respectivement ancrées sur les jupes avant et arrière. Le processus d'utilisation d'un tel lanceur prévoit au moins une première phase, au cours de laquelle les propulseurs auxiliaires sont utilisés, puis, après largage de ces derniers, une seconde phase au cours de laquelle le propulseur principal est utilisé. Un tel lanceur présente les inconvénients suivants : - la distance entre l'axe d'un propulseur auxiliaire et celui du propulseur principal est grande. La force de poussée produite par un propulseur auxiliaire est transmise au reste du lanceur, avec un bras de levier important. Les pièces de liaison doivent donc être dimensionnées en conséquence ; Cependant, les pièces de liaison doivent également pouvoir permettre le largage du propulseur auxiliaire : par exemple, par la mise en oeuvre de moyens pyrotechniques adaptés, chaque pièce de liaison est découpée au moment du largage. Ces deux objectifs, transmission des efforts et rupture aisée, sont contradictoires.Beyond each of its ends, the side wall of the body of the thruster is extended, downwards, by a rear skirt and, upwardly, by a front skirt. The upper and lower link pieces are respectively anchored to the front and rear skirts. The process of using such a launcher provides for at least a first phase, during which the auxiliary thrusters are used, and, after dropping the latter, a second phase during which the main thruster is used. Such a launcher has the following drawbacks: the distance between the axis of an auxiliary thruster and that of the main thruster is large. The thrust force produced by an auxiliary thruster is transmitted to the rest of the launcher, with a large lever arm. The connecting pieces must therefore be dimensioned accordingly; However, the connecting pieces must also be able to allow the release of the auxiliary thruster: for example, by the implementation of suitable pyrotechnic means, each connecting piece is cut at the time of release. These two objectives, transmission of effort and easy rupture, are contradictory.
Ils conduisent donc à trouver un compromis qui rend plus probable la survenue de dysfonctionnements. - de plus, la multiplication des pièces de liaison rend délicate l'opération de largage, sachant que la séparation des différents propulseurs auxiliaires doit s'effectuer de manière synchrone, afin d'éviter de déstabiliser le reste du lanceur. - dans la jupe d'un propulseur auxiliaire, les contraintes mécaniques se propagent du point d'ancrage d'une pièce de liaison, jusqu'à la zone de liaison de la jupe sur la paroi latérale du corps du propulseur. La répartition des contraintes n'est pas uniforme le long du périmètre de cette zone de liaison. Celle-ci comporte par conséquent des régions où peuvent survenir des surcontraintes, qui risquent de conduire à la rupture de la zone de liaison ou, tout au moins, à sa déformation. Pour réduire ces risques et tenter de mieux répartir les contraintes le long du périmètre de la zone de liaison, il est connu d'augmenter la distance entre le point d'ancrage de la pièce de liaison sur la jupe et la zone de liaison. En conséquence, la hauteur totale de la jupe d'un propulseur auxiliaire est augmentée. Ceci présente le désavantage de pénaliser les performances du lanceur en augmentant la masse sèche de ce dernier.They lead to find a compromise that makes more likely the occurrence of malfunctions. - In addition, the multiplication of connecting parts makes delicate the release operation, knowing that the separation of different auxiliary thrusters must be performed synchronously, to avoid destabilizing the rest of the launcher. in the skirt of an auxiliary thruster, the mechanical stresses propagate from the anchoring point of a connecting piece to the zone of connection of the skirt on the lateral wall of the body of the thruster. The distribution of the stresses is not uniform along the perimeter of this zone of connection. This therefore includes regions where over-stresses may occur which may lead to the rupture of the connection zone or, at least, to its deformation. To reduce these risks and try to better distribute the stresses along the perimeter of the connecting zone, it is known to increase the distance between the anchor point of the connecting piece on the skirt and the connecting zone. As a result, the total height of the skirt of an auxiliary thruster is increased. This has the disadvantage of penalizing the performance of the launcher by increasing the dry weight of the latter.
L'invention a donc pour but de pallier aux problèmes précités. A cette fin, l'invention a pour objet un dispositif de liaison entre N propulseurs dits bas, N étant supérieur ou égal à deux, et un propulseur dit haut d'un lanceur s'étendant selon un axe longitudinal destiné à être positionné verticalement lors d'un lancement, caractérisé en ce que, le lanceur comportant un premier étage constitué de l'assemblage de ladite pluralité de propulseurs bas et un second étage comportant ledit propulseur haut, ledit second étage étant situé au-dessus du premier étage le long de l'axe longitudinal du lanceur, ledit dispositif de liaison correspond à la réunion de N coiffes avant et d'une coiffe arrière, chaque coiffe avant étant destinée à être solidarisée à une jupe avant équipant un propulseur bas, de sorte que chaque coiffe avant présente un extrados orienté du côté du second étage, et la coiffe arrière étant destinée à être solidarisée à une jupe arrière du propulseur haut, de sorte que la coiffe arrière présente un extrados orienté du côté du premier étage, et en ce que les N coiffes avant sont disposées dans une configuration symétrique par rotation autour d'un axe de la coiffe arrière, et délimitent entre elles un logement propre à recevoir la coiffe arrière, la coiffe arrière étant accolée à chaque coiffe avant. Suivant des modes particuliers de réalisation, le dispositif de liaison comporte une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - la coiffe arrière est accolée à une coiffe avant le long d'une ligne de contact, - la ligne de contact est une ligne d'intersection entre l'extrados de la coiffe avant et l'extrados de la coiffe arrière, - la ligne de contact correspond au contour d'une découpe ménagée dans la coiffe avant, - les coiffes avant et arrière présentent une section ogivale,35 - les coiffes avant et arrière présentent une section d'adaptation permettant d'adapter le rayon de la section ogivale au rayon de la jupe du propulseur à laquelle ladite coiffe doit être fixée, - chaque section ogivale d'une coiffe présente un extrados généré par la révolution d'un arc de cercle autour de l'axe de ladite coiffe, - chaque coiffe avant et la coiffe arrière sont munies, respectivement, de moyens de fixation et de moyens de fixation conjugués aptes à coopérer pour fixer la coiffe arrière sur chaque coiffe avant, - au sein du dispositif de liaison, chaque coiffe avant est solidarisée uniquement à la coiffe arrière. L'invention a également pour objet un lanceur s'étendant selon un axe longitudinal destiné à être positionné verticalement lors d'un lancement, caractérisé en ce qu'il comporte un premier étage et un second étage reliés entre eux par un dispositif de liaison conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 9, le premier étage comportant N propulseurs dits bas, N étant supérieur ou égal à deux, et le second étage comportant un propulseur dit haut, chaque coiffe avant du dispositif de liaison étant solidarisée à une jupe avant équipant un propulseur bas, de sorte que chaque coiffe avant présente un extrados orienté du côté du second étage, et la coiffe arrière du dispositif de liaison étant destinée à être solidarisée à une jupe arrière du propulseur haut, de sorte que la coiffe arrière présente un extrados orienté du côté du premier étage, les N propulseurs bas étant disposés dans une configuration symétrique par rotation autour de l'axe longitudinale du second étage, celui-ci étant situé au-dessus du premier étage le long de l'axe longitudinale du lanceur. Suivant des modes particuliers de réalisation, le lanceur comporte une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - le premier étage comporte N propulseurs bas identiques, - les propulseurs bas sont des moteurs à propergol solide, - le propulseur haut est un moteur à propergol solide ou un moteur cryogénique. - la liaison entre la jupe arrière du propulseur haut et la coiffe arrière du dispositif de liaison est munie d'un moyen commandé de découpe de cette liaison, par exemple du type pyrotechnique, - les N propulseurs bas sont disposés dans une configuration compacte, - les N propulseurs bas du premier étage sont liés par le dispositif de liaison mais également par un dispositif de liaison secondaire.The invention therefore aims to overcome the aforementioned problems. To this end, the invention relates to a connecting device between N propellents said low, N being greater than or equal to two, and a so-called top propeller of a launcher extending along a longitudinal axis intended to be positioned vertically when of a launch, characterized in that the launcher having a first stage consisting of the assembly of said plurality of low thrusters and a second stage comprising said high thruster, said second stage being located above the first stage along the longitudinal axis of the launcher, said connecting device corresponds to the meeting of N front caps and a rear cap, each front cap being intended to be secured to a front skirt equipping a low propeller, so that each front cap presents an extrados oriented on the side of the second stage, and the rear cap being intended to be secured to a rear skirt of the top propeller, so that the rear cap has an extrados oriented on the first stage side, and in that the N front caps are arranged in a symmetrical configuration by rotation about an axis of the rear cap, and delimit between them a housing adapted to receive the rear cap, the rear cap being attached to each front cap. According to particular embodiments, the connecting device comprises one or more of the following characteristics, taken separately or in any technically possible combination: the rear cap is contiguous to a cap before along a line of contact - the line of contact is a line of intersection between the extrados of the front cap and the extrados of the rear cap, - the line of contact corresponds to the contour of a cutout in the front cap, - the caps front and rear have an ogival section, the front and rear caps have an adaptation section for adapting the radius of the ogival section to the radius of the propeller skirt to which said cap is to be fixed, each ogival section a cap has an extrados generated by the revolution of an arc around the axis of said cap, - each front cap and the rear cap are provided, respectively, with fastening means and conjugate fastening means adapted to cooperate to fix the rear cap on each front cap, - within the connecting device, each front cap is secured only to the rear cap. The invention also relates to a launcher extending along a longitudinal axis intended to be positioned vertically during a launch, characterized in that it comprises a first stage and a second stage connected to each other by a connecting device according to in any one of claims 1 to 9, the first stage comprising N so-called low thrusters, N being greater than or equal to two, and the second stage comprising a so-called high thruster, each front cap of the connecting device being secured to a skirt forward equipping a low thruster, so that each front cap has an extrados oriented on the second stage side, and the rear cap of the connecting device being intended to be secured to a rear skirt of the top propeller, so that the rear cap presents an extrados oriented on the first stage side, the N low thrusters being arranged in a symmetrical configuration by rotation around the axis lo ngitudinal second stage, which is located above the first floor along the longitudinal axis of the launcher. According to particular embodiments, the launcher comprises one or more of the following characteristics, taken separately or in any technically possible combination: the first stage comprises N identical low thrusters, the low thrusters are solid propellant engines , - the high propellant is a solid propellant engine or a cryogenic engine. - The connection between the rear skirt of the top thruster and the rear cap of the connecting device is provided with a controlled means for cutting this connection, for example of the pyrotechnic type, - N low thrusters are arranged in a compact configuration, - the N low level thrusters of the first stage are linked by the connecting device but also by a secondary connection device.
L'invention a également pour objet un procédé de lancement d'un lanceur conforme au lanceur précédent, caractérisé en ce qu'il comporte : - une première phase au cours de laquelle les propulseurs bas constitutifs du premier étage sont utilisés simultanément ; puis, après largage des propulseurs bas et du dispositif de liaison, - une seconde phase au cours de laquelle le propulseur haut du second étage est utilisé. De préférence, les propulseurs bas et le dispositif de liaison sont largués d'un seul tenant, par actionnement d'un moyen commandé de découpe permettant la rupture de la liaison entre la jupe arrière du propulseur haut et la coiffe arrière du dispositif de liaison. L'invention a également pour objet un procédé d'assemblage d'un lanceur conforme au lanceur précédent, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes consistant à : - fixer chaque coiffe avant à la jupe avant d'un propulseur bas et la coiffe arrière (86 ; 286) à la jupe arrière du propulseur haut ; - associer les propulseurs bas de manière à former le premier étage ; - approcher, par au-dessus le long de l'axe longitudinal du lanceur X, le second étage de manière à venir loger la coiffe arrière (86 ; 286) du propulseur haut entre les coiffes avant ; et, - fixer la coiffe arrière aux coiffes avant.The subject of the invention is also a method of launching a launcher in accordance with the preceding launcher, characterized in that it comprises: a first phase during which the constituent bottom thrusters of the first stage are used simultaneously; then, after dropping the low thrusters and the connecting device, - a second phase during which the upper thruster of the second stage is used. Preferably, the low thrusters and the connecting device are released in one piece, by actuating a controlled cutting means for breaking the connection between the rear skirt of the top thruster and the rear cap of the connecting device. The invention also relates to a method of assembling a launcher according to the preceding launcher, characterized in that it comprises the steps of: - fixing each front cap to the front skirt of a low propellant and the cap rear (86; 286) to the rear skirt of the high thruster; - Associate the low thrusters to form the first stage; approaching, from above along the longitudinal axis of the launcher X, the second stage so as to accommodate the rear cap (86; 286) of the high thruster between the front caps; and, - attach the rear cap to the front caps.
L'invention a également pour objet un procédé d'assemblage d'un lanceur conforme au lanceur précédent, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes consistant à : - solidariser la coiffe arrière à chaque coiffe avant de manière à former le dispositif de liaison ; - associer les propulseurs bas de manière à former le premier étage ; - fixer le dispositif de liaison sur les propulseurs bas, en fixant chaque coiffe avant à une jupe avant d'un propulseur bas ; - approcher, par au-dessus le long de l'axe longitudinal du lanceur X, le second étage et fixer la jupe arrière du propulseur haut à la coiffe arrière du dispositif de liaison. L'invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple, et faite en se référant aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une représentation d'un lanceur constitué d'un composite inférieur, comportant un premier étage composé de deux propulseurs bas, surmonté d'un second étage, comportant un propulseur haut ; - la figure 2 est une représentation en coupe axiale du lanceur de la figure 1 ; - la figure 3 est une vue en perspective d'un premier mode de réalisation d'un dispositif de liaison pour la liaison des premier et second étages du composite inférieur du lanceur de la figure 1 ; - la figure 4 est une vue agrandie de la figure 2, autour du dispositif de liaison représenté à la figure 3 ; - les figures 5 et 6 sont des vues respectivement de côté et de face d'une coiffe avant du dispositif de la figure 3 ; - la figure 7 est une demie vue de face d'une coiffe arrière du dispositif de la figure 3; - la figure 8 est une représentation d'un lanceur dont le composite inférieur est constitué d'un premier étage inférieur comportant trois propulseurs bas, surmonté d'un second étage comportant un propulseur haut ; - la figure 9 est une représentation en coupe axiale du lanceur de la figure 8 ; - la figure 10 est une vue agrandie de la figure 9, autour d'un dispositif de liaison entre les premier et second étages du lanceur de la figure 8, le dispositif de liaison étant conforme à un second mode de réalisation ; - la figure 11 est une vue de dessus du dispositif de liaison de la figure 10 ; - les figures 12 et 13 sont des vues respectivement de côté et de face d'une coiffe avant du dispositif de liaison de la figure 11 ; et, - la figure 14 est une demie vue de face d'une coiffe arrière du dispositif de liaison de la figure 11. PREMIER MODE DE REALISATION Un premier mode de réalisation d'un dispositif de liaison entre plusieurs propulseurs bas et un propulseur haut va maintenant être décrit en référence aux figures 1 à7. La forme particulière de ce dispositif de liaison conduit à la modification de la structure même du lanceur qui l'intègre. Comme illustré par la figure 1, en position assemblée, le lanceur 2 s'étend selon un axe longitudinal X qui est sensiblement vertical au moment du lancement. Le lanceur 2 comporte un composite inférieur 4 et un composite supérieur 6. Le composite inférieur 4 comporte un premier étage 12 et un second étage 14, qui est disposé au-dessus du premier étage et qui est relié à celui-ci par un dispositif de liaison 16.The invention also relates to a method of assembling a launcher according to the preceding launcher, characterized in that it comprises the steps of: - securing the rear cap to each front cap so as to form the connecting device ; - Associate the low thrusters to form the first stage; - Fix the connecting device on the low thrusters, fixing each front cap to a front skirt of a low thruster; - Approach, from above along the longitudinal axis of the launcher X, the second stage and attach the rear skirt of the high thruster to the rear cap of the connecting device. The invention and its advantages will be better understood on reading the description which will follow, given solely by way of example, and with reference to the appended drawings in which: FIG. 1 is a representation of a launcher constituted a lower composite, comprising a first stage composed of two low thrusters, surmounted by a second stage, comprising a high thruster; FIG. 2 is a representation in axial section of the launcher of FIG. 1; FIG. 3 is a perspective view of a first embodiment of a connection device for connecting the first and second stages of the lower composite of the launcher of FIG. 1; FIG. 4 is an enlarged view of FIG. 2, around the connecting device represented in FIG. 3; - Figures 5 and 6 are respectively side and front views of a front cap of the device of Figure 3; FIG. 7 is a half front view of a rear cap of the device of FIG. 3; FIG. 8 is a representation of a launcher whose lower composite consists of a first lower stage comprising three low thrusters, surmounted by a second stage comprising a high thruster; FIG. 9 is a representation in axial section of the launcher of FIG. 8; FIG. 10 is an enlarged view of FIG. 9 around a connecting device between the first and second stages of the launcher of FIG. 8, the connecting device being in accordance with a second embodiment; - Figure 11 is a top view of the connecting device of Figure 10; - Figures 12 and 13 are respectively side and front views of a front cap of the connecting device of Figure 11; and FIG. 14 is a half front view of a rear cap of the connecting device of FIG. 11. FIRST EMBODIMENT A first embodiment of a connection device between several low thrusters and a high thruster now be described with reference to Figures 1 to 7. The particular form of this connecting device leads to the modification of the structure of the launcher that integrates it. As illustrated in Figure 1, in the assembled position, the launcher 2 extends along a longitudinal axis X which is substantially vertical at the time of launch. The launcher 2 comprises a lower composite 4 and an upper composite 6. The lower composite 4 comprises a first stage 12 and a second stage 14, which is disposed above the first stage and which is connected thereto by a device link 16.
Le premier étage 12 est composé de deux propulseurs bas 22 et 24 identiques entre eux. Ils sont solidarisés l'un à l'autre, en haut, par le dispositif de liaison 16 et, en bas, par des dispositifs de liaison secondaires adaptés, portant de manière générale la référence 26 sur la figure 1. Ces dispositifs secondaires permettent d'adapter la rigidité pour limiter les débattements latéraux des parties arrière des propulseurs bas. Comme représenté sur la figure 2, chaque propulseur bas est un moteur à poudre, tel que du propergol solide. Il comporte, de manière connue en soi, un corps 30, un système d'allumage 32 de la poudre, une tuyère 34 d'éjection des gaz de combustion de la poudre, une jupe avant 36 et une jupe arrière 38. Le corps 30 possède la forme d'un tube cylindrique d'axe A et de rayon R. La paroi extérieure 40 du corps 30 constitue également la paroi extérieure du propulseur bas 22, 24. Les extrémités avant et arrière de ce tube sont obturées par des calottes, respectivement avant 37 et arrière 39. Le corps du propulseur est par exemple réalisé en un matériau composite pour en réduire la masse, tout en lui conférant une résistance mécanique adaptée à la pression régnant dans le réservoir durant son utilisation (typiquement 80 bars).The first stage 12 is composed of two low thrusters 22 and 24 identical to each other. They are secured to each other, at the top, by the connecting device 16 and, at the bottom, by suitable secondary connection devices, generally bearing the reference 26 in FIG. to adapt the rigidity to limit the lateral deflections of the rear parts of the low thrusters. As shown in FIG. 2, each bottom propellant is a powder motor, such as solid propellant. It comprises, in a manner known per se, a body 30, an ignition system 32 of the powder, a nozzle 34 for ejecting the combustion gases of the powder, a front skirt 36 and a rear skirt 38. The body 30 has the shape of a cylindrical tube of axis A and radius R. The outer wall 40 of the body 30 also constitutes the outer wall of the low propellant 22, 24. The front and rear ends of this tube are closed by caps, respectively before 37 and rear 39. The body of the thruster is for example made of a composite material to reduce the mass, while giving it a mechanical strength adapted to the pressure in the reservoir during use (typically 80 bar).
Le corps 30 renferme initialement du propergol, propre à être mise à feu par le système d'allumage 32. La calotte arrière 39 est équipée d'une tuyère 34 par laquelle les gaz résultant de la combustion du propergol sont guidés de l'intérieur vers l'extérieur du corps 30, tout en étant accélérés de manière à générer une force de poussée qui est orientée selon l'axe A, de l'arrière vers l'avant du propulseur. La jupe arrière 38, de forme cylindrique, est fixée sur le corps 30 de manière à prolonger, vers le bas, la paroi extérieure 40 de celui-ci. La jupe arrière 38 présente une hauteur h38 et un rayon égal au rayon R du réservoir. La jupe arrière 38 est par exemple réalisée en aluminium.The body 30 initially contains propellant, suitable for being fired by the ignition system 32. The rear cap 39 is equipped with a nozzle 34 through which the gases resulting from the combustion of the propellant are guided from the inside towards the outside of the body 30, while being accelerated so as to generate a thrust force which is oriented along the axis A, from the rear to the front of the thruster. The rear skirt 38, of cylindrical shape, is fixed on the body 30 so as to extend, downwards, the outer wall 40 thereof. The rear skirt 38 has a height h38 and a radius equal to the radius R of the tank. The rear skirt 38 is for example made of aluminum.
Elle est fixée au corps 30, le long d'une zone de liaison 44 de forme circulaire autour de l'axe A. Dans la zone de liaison est mise en oeuvre une technique permettant la fixation du matériau de la jupe, sur le matériau du corps du réservoir. Par exemple, un assemblage collé du bord de la jupe avec la paroi extérieure du corps du propulseur est réalisé.It is fixed to the body 30, along a connection zone 44 of circular shape around the axis A. In the connection zone is implemented a technique for fixing the material of the skirt, on the material of the tank body. For example, a bonded assembly of the edge of the skirt with the outer wall of the thruster body is realized.
De manière similaire, la jupe avant 36, de forme cylindrique, est fixée sur le corps 30 de manière à prolonger, vers le haut, la paroi extérieure 40 de celui-ci. La jupe avant possède une hauteur h36 et un rayon égal au rayon R du corps du propulseur. La jupe avant est par exemple réalisée en aluminium. Elle est fixée au corps du propulseur le long d'une zone de liaison 42 de forme circulaire autour de l'axe A. Le second étage 14 comporte un propulseur haut 52.Similarly, the cylindrical front skirt 36 is fixed on the body 30 so as to extend the outer wall 40 thereof upwardly. The front skirt has a height h36 and a radius equal to the radius R of the body of the thruster. The front skirt is for example made of aluminum. It is fixed to the body of the thruster along a connecting zone 42 of circular shape about the axis A. The second stage 14 comprises a high propellant 52.
Le propulseur haut 52 est un cylindre dont l'axe B coïncide avec l'axe X du lanceur 2 en position assemblée de celui-ci. Dans le mode de réalisation décrit ici en détail, le propulseur haut 52 est un moteur à propergol solide, en tout point identique aux propulseurs bas 22 et 24 décrits ci- dessus. En conséquence, un élément du propulseur haut qui est identique ou similaire à un élément correspondant du propulseur bas est identifié par le chiffre de référence utilisé pour identifier ledit élément correspondant du propulseur bas, augmenté d'une centaine. Ainsi, la paroi extérieure 140 du propulseur haut 52 présente un rayon R. Il comporte une jupe arrière 138 cylindrique, de hauteur h138 délimitant une ouverture pour le passage d'une tuyère 134. La jupe arrière 138 est fixée au corps du propulseur haut 52 le long d'une zone de liaison 144. En variante, le propulseur haut est un moteur à propergol solide similaire aux propulseurs bas, mais présentant des caractéristiques dimensionnelles différentes. Dans encore une autre variante, le propulseur haut est un propulseur d'un autre type, par exemple un moteur cryogénique. Le composite supérieur 6 comporte un moteur cryogénique 54 surmonté d'une coiffe 56 renfermant une charge utile. Comme représenté en perspective sur la figure 3, le dispositif de liaison 16 entre chaque propulseur bas 22, 24 et le propulseur haut 52 est constitué par l'assemblage de trois coiffes indépendantes : deux coiffes avant 82, 84 et une coiffe arrière 86, cette dernière étant accolée aux coiffes avant de manière à permettre la transmission des efforts mécaniques entre coiffes avant et coiffe arrière. Les coiffes sont par exemple réalisées en aluminium. Comme représenté plus particulièrement aux figures 5 et 6, chaque coiffe avant 82, 84 présente une forme générale en dôme autour d'un axe C de révolution. Chaque coiffe comporte une section ogivale 90 et une section d'adaptation 91. La section ogivale 90 comporte un sommet 92 et une base circulaire 93. Elle est de rayon R dans le présent mode de réalisation. Elle comporte une surface intérieure 94, dénommée intrados, et une surface extérieure 95, dénommée extrados. L'extrados est lisse, tandis que l'intrados peut avantageusement être muni de nervures de renfort. La section d'adaptation 91 est située dans le prolongement de la base circulaire 93 de la section ogivale 90 et permet d'adapter le rayon de la base circulaire 93 au rayon de la jupe sur laquelle la coiffe est rapportée. Dans le présent mode de réalisation, la section d'adaptation 91 est cylindrique. Elle présente un rayon égal au rayon R du propulseur avec lequel la coiffe est solidarisée, comme cela sera décrit ci-dessous.The upper thruster 52 is a cylinder whose axis B coincides with the axis X of the launcher 2 in the assembled position thereof. In the embodiment described here in detail, the high propellant 52 is a solid propellant engine, identical in all respects to the low propellants 22 and 24 described above. Accordingly, a top propellant element that is the same or similar to a corresponding lower propellant element is identified by the reference numeral used to identify said corresponding lower propellant element, plus one hundred. Thus, the outer wall 140 of the top propellant 52 has a radius R. It comprises a cylindrical rear skirt 138 of height h138 delimiting an opening for the passage of a nozzle 134. The rear skirt 138 is fixed to the body of the top thruster 52 along a connecting zone 144. In a variant, the high thruster is a solid propellant engine similar to the low thrusters, but having different dimensional characteristics. In yet another variant, the high propellant is a propellant of another type, for example a cryogenic engine. The upper composite 6 comprises a cryogenic engine 54 surmounted by a cap 56 enclosing a payload. As shown in perspective in FIG. 3, the connecting device 16 between each bottom thruster 22, 24 and the high thruster 52 is constituted by the assembly of three independent caps: two front caps 82, 84 and a rear cap 86, this last being contiguous to the front caps so as to allow the transmission of mechanical forces between front caps and rear cap. The caps are for example made of aluminum. As shown more particularly in Figures 5 and 6, each front cap 82, 84 has a generally domed shape around a C axis of revolution. Each cap has an ogival section 90 and an adaptation section 91. The ogival section 90 has a peak 92 and a circular base 93. It is of radius R in the present embodiment. It has an inner surface 94, called intrados, and an outer surface 95, called extrados. The upper surface is smooth, while the lower surface may advantageously be provided with reinforcing ribs. The adaptation section 91 is located in the extension of the circular base 93 of the ogival section 90 and makes it possible to adapt the radius of the circular base 93 to the radius of the skirt on which the cap is attached. In the present embodiment, the matching section 91 is cylindrical. It has a radius equal to the radius R of the thruster with which the cap is secured, as will be described below.
Dans le mode de réalisation présenté ici en détail, l'extrados 95 est une surface obtenue par révolution autour de l'axe C d'un arc de cercle de rayon RO et de centre CO. Dans un plan axial, l'arc de cercle générateur s'étend depuis le sommet 92 jusqu'à un point PO de la base circulaire 93 (figure 6). Comme cela est connu en architecture, une ogive permet de faire cheminer les forces du sommet vers la base, ou inversement. Avantageusement, afin que l'extrados 95 de la section ogivale 90 et la paroi extérieure de la section d'adaptation 91 forment une surface continue et non anguleuse, c'est-à-dire que la tangente au point PO à l'arc de cercle générateur de la section ogivale 90 coïncide avec la tangente de la droite génératrice de la paroi extérieure de la section d'adaptation 91, le centre de courbure CO se situe dans le plan transversal à l'axe C qui contient le point P0. Pour que la coiffe ait une forme plus aérodynamique, le rayon RO est, de préférence, supérieur à deux fois le rayon R. De nombreuses variantes sont envisageables. Par exemple, l'extrados est une surface de révolution générée par un arc brisé ayant un premier centre et/ou rayon de courbure sur une première portion inférieure et un second centre et/ou rayon de courbure sur une seconde portion supérieure. De manière similaire, comme représenté à la figure 7, la coiffe arrière 86 présente une forme générale en dôme autour d'un axe D de révolution. Elle comporte une section ogivale 100 et une section d'adaptation 101. La section ogivale comporte un sommet 102 et une base circulaire 103. Elle comporte un intrados 104 et un extrados 105. La section d'adaptation 101 est située dans le prolongement de la base circulaire 103 de la section ogivale 100. Son bord libre présente un rayon égal au rayon R du propulseur avec lequel elle doit être solidarisée. Dans le présent mode de réalisation, le rayon de la base circulaire 103 est égal au rayon du bord libre de la section d'adaptation, de sorte que cette dernière est cylindrique. Les coiffes avant et arrière sont assemblées entre elles pour former le dispositif de liaison 16 entre les premier et second étages 12, 14 du lanceur.In the embodiment presented here in detail, the extrados 95 is a surface obtained by revolution about the axis C of a circular arc of radius RO and center CO. In an axial plane, the generator arc extends from the apex 92 to a point PO of the circular base 93 (FIG. 6). As is known in architecture, an ogive makes it possible to route the forces from the top to the base, or vice versa. Advantageously, so that the extrados 95 of the ogival section 90 and the outer wall of the adaptation section 91 form a continuous and non-angular surface, that is to say that the tangent to the point PO at the arc of generating circle of the ogival section 90 coincides with the tangent of the generative line of the outer wall of the adaptation section 91, the center of curvature CO is in the plane transverse to the axis C which contains the point P0. For the cap to have a more aerodynamic shape, the radius RO is preferably greater than twice the radius R. Many variations are possible. For example, the extrados is a surface of revolution generated by a broken arc having a first center and / or radius of curvature on a first lower portion and a second center and / or radius of curvature on a second upper portion. Similarly, as shown in FIG. 7, the rear cap 86 has a generally domed shape around a revolution axis D. It has an ogival section 100 and an adaptation section 101. The ogival section has a vertex 102 and a circular base 103. It comprises a lower surface 104 and an upper surface 105. The adaptation section 101 is located in the extension of the circular base 103 of the ogival section 100. Its free edge has a radius equal to the radius R of the thruster with which it must be secured. In the present embodiment, the radius of the circular base 103 is equal to the radius of the free edge of the fitting section, so that the latter is cylindrical. The front and rear caps are assembled together to form the connecting device 16 between the first and second stages 12, 14 of the launcher.
Dans cet assemblage, les axes C des coiffes avant 82 et 84 sont disposés parallèlement et de part et d'autre de l'axe D de la coiffe arrière 86. Les axes des trois coiffes se situent donc dans un même plan axial, celui de la figure 4 par exemple. Dans ce plan axial, chaque axe C est situé à une distance d de l'axe D. La distance d est légèrement supérieure au rayon R de chaque coiffe avant 82 et 84, de sorte qu'il existe un intervalle 109, de dimension réduite, entre les coiffes avant 82 et 84. L'intervalle 109 correspond à l'intervalle laissé entre les propulseurs bas 22 et 24 du premier étage 12 de manière à autoriser un débattement latéral entre ces propulseurs durant le cycle de vie du lanceur. Dans cet assemblage, l'orientation de la coiffe arrière 86 est opposée à celle des coiffes avant 82 et 84 de sorte que le sommet 102 de la coiffe arrière 86 est placé entre les coiffes avant 82 et 84, au-dessous du niveau de leurs sommets 92, mais au-dessus du niveau des bords libres de leurs sections d'adaptation 91. Chaque coiffe avant 82, 84 comporte une découpe 112 de manière à définir entre elles un logement propre à recevoir la coiffe arrière 86. Le contour 114 de la découpe 112 correspond à la ligne géométrique d'intersection de l'extrados 95 de la coiffe avant 82, 84, avec l'extrados 105 de la coiffe arrière 86. En position assemblée, la coiffe arrière 86 est en appui direct sur chaque coiffe avant 82, 84, le long du contour 114. Des moyens de fixation adaptés (non représentés sur les figures) sont prévus pour solidariser la coiffe arrière 86 directement sur chaque coiffe avant 82, 84. Par exemple, des rebords tombés sont prévus sur l'extrados de la coiffe avant et sur celui de la coiffe arrière, propres à venir en vis-à-vis et permettre une fixation par boulonnage de la coiffe arrière sur la coiffe avant. En variante la coiffe avant est soudée sur la coiffe arrière le long du contour 114.In this assembly, the axes C of the front caps 82 and 84 are arranged parallel and on either side of the axis D of the rear cap 86. The axes of the three caps are therefore located in the same axial plane, that of Figure 4 for example. In this axial plane, each axis C is located at a distance d from the axis D. The distance d is slightly greater than the radius R of each front cap 82 and 84, so that there is a gap 109, of reduced size. between the caps before 82 and 84. The interval 109 corresponds to the gap left between the low thrusters 22 and 24 of the first stage 12 so as to allow a lateral clearance between these thrusters during the life cycle of the launcher. In this assembly, the orientation of the rear cap 86 is opposite to that of the front caps 82 and 84 so that the top 102 of the rear cap 86 is placed between the front caps 82 and 84, below the level of their respective caps. vertices 92, but above the level of the free edges of their adaptation sections 91. Each front cap 82, 84 comprises a cutout 112 so as to define between them a housing adapted to receive the rear cap 86. The contour 114 of the cutout 112 corresponds to the geometric intersection line of the extrados 95 of the front cap 82, 84, with the extrados 105 of the rear cap 86. In the assembled position, the rear cap 86 is in direct support on each cap before 82, 84, along the contour 114. Suitable fastening means (not shown in the figures) are provided for securing the rear cap 86 directly to each front cap 82, 84. For example, fallen flanges are provided on the extrados of the coi ffe before and on the one of the rear cap, fit to come vis-à-vis and allow a fixation by bolting the rear cap on the front cap. Alternatively the front cap is welded to the rear cap along the contour 114.
Chaque coiffe est destinée à être solidarisée à une jupe d'un propulseur de sorte que l'axe de la coiffe coïncide avec l'axe de ce propulseur. Ainsi, les coiffes avant 82 et 84 son respectivement fixées aux jupes avant 36 des propulseurs bas 22 et 24, tandis que la coiffe arrière 86 est fixée à la jupe arrière 138 du propulseur haut 52. En conséquence, les axes A des propulseurs bas 22 et 24 sont disposés parallèlement et de part et d'autre de l'axe B du propulseur haut 52. Les propulseurs bas sont côte à côte et séparés l'un de l'autre par l'intervalle 109. Le propulseur haut 52 est situé, le long de l'axe X du lanceur 2, au-dessus des deux propulseurs bas 22, 24. Pour l'assemblage du composite inférieur, il est envisagé de fixer la coiffe arrière 86 à chaque coiffe avant 82 et 84 de manière à réaliser le dispositif de liaison 16 avec des tolérances très précises ; Puis, après avoir mis en place le premier étage 12, le dispositif de liaison 16 est fixé sur les propulseurs bas 22 et 24 : le bord libre de la coiffe avant 82 est fixé à la jupe avant 36 du propulseur bas 22 et le bord libre de la coiffe avant 84 est fixé à la jupe avant 36 du propulseur bas 24 ; Finalement, le propulseur haut 52 est mis en place, sa jupe arrière 138 étant fixée au bord libre de la coiffe arrière 86.Each cap is intended to be secured to a skirt of a thruster so that the axis of the cap coincides with the axis of the thruster. Thus, the front caps 82 and 84 are respectively attached to the skirts before 36 low thrusters 22 and 24, while the rear cap 86 is fixed to the rear skirt 138 of the top propeller 52. Accordingly, the axes A low propellers 22 and 24 are arranged parallel and on either side of the axis B of the high propeller 52. The low propellers are side by side and separated from each other by the interval 109. The high propeller 52 is located , along the X axis of the launcher 2, above the two low thrusters 22, 24. For the assembly of the lower composite, it is envisaged to attach the rear cap 86 to each front cap 82 and 84 so as to realize the connecting device 16 with very precise tolerances; Then, after setting up the first stage 12, the connecting device 16 is fixed on the low thrusters 22 and 24: the free edge of the front cap 82 is fixed to the front skirt 36 of the low propellant 22 and the free edge the front cap 84 is attached to the front skirt 36 of the low propellant 24; Finally, the top thruster 52 is put in place, its rear skirt 138 being fixed to the free edge of the rear cap 86.
En variante, il est envisagé de fixer d'abord chaque coiffe à la jupe correspondante; puis d'associer les propulseurs bas 22, 24 de manière à former le premier étage 12 ; Puis d'approcher, par au-dessus le long de l'axe X, le second étage 14 formé du propulseur haut 52, de manière à venir loger la coiffe arrière 86 entre les coiffes avant 82, 84 ; Et, finalement, de fixer la coiffe arrière 86 aux coiffes avant 82 et 84. Le lancement comporte une première phase au cours de laquelle les propulseurs bas 22 et 24 sont utilisés simultanément (le premier étage 12 formant alors ce que l'on appelle un « fagot ») ; puis une seconde phase au cours de laquelle le propulseur haut 52 est utilisé, alors que les propulseurs bas 22 et 24 ont été détachés du reste du lanceur 2. Le dispositif de liaison 16, qui ne doit pas gêner le fonctionnement du propulseur haut 52 durant la seconde phase du lancement, doit également être détaché du reste du lanceur avant le début de la seconde phase du lancement. Avantageusement, le dispositif de liaison 16 et le premier étage 12 du lanceur 2 sont largués d'un seul tenant, par rupture de la liaison entre la coiffe arrière 86 et la jupe arrière 138 du propulseur haut 52. Pour ce faire, des moyens pyrotechniques commandés (non représentés) sont prévus au voisinage de la liaison entre la coiffe arrière 86 et la jupe arrière 138 du propulseur haut 52 afin de découper le dispositif de liaison 16 du reste du lanceur 2. Il est à noter que les coiffes avant et arrière sont creuses. La coiffe arrière reçoit par exemple l'extrémité de la tuyère 134 du propulseur haut 52. Plusieurs trous d'homme sont prévus sur les coiffes pour pouvoir circuler à l'intérieur du dispositif de liaison 16 lorsque le lanceur 2 est sur le pas de tir. SECOND MODE DE REALISATION Un second mode de réalisation d'un dispositif de liaison entre plusieurs propulseurs bas et un propulseur haut va maintenant être décrit en référence aux figures 8 à 14. Un élément du second mode de réalisation qui est identique ou similaire à un élément correspondant du premier mode de réalisation sera identifié par le chiffre de référence utilisé pour identifier ledit élément correspondant du premier mode de réalisation, augmenté de deux centaines.Alternatively, it is envisaged to first fix each cap to the corresponding skirt; then to associate the low thrusters 22, 24 so as to form the first stage 12; Then approaching, by above along the X axis, the second stage 14 formed of the high propellant 52, so as to accommodate the rear cap 86 between the front caps 82, 84; And, finally, to fix the rear cap 86 to the caps before 82 and 84. The launch comprises a first phase during which the low thrusters 22 and 24 are used simultaneously (the first stage 12 then forming what is called a "Fagot"); then a second phase during which the high thruster 52 is used, while the low thrusters 22 and 24 have been detached from the rest of the launcher 2. The connecting device 16, which must not interfere with the operation of the top thruster 52 during the second phase of the launch, must also be detached from the rest of the launcher before the start of the second phase of the launch. Advantageously, the connecting device 16 and the first stage 12 of the launcher 2 are released in one piece, by breaking the connection between the rear cap 86 and the rear skirt 138 of the top propeller 52. To do this, pyrotechnic means controlled (not shown) are provided in the vicinity of the connection between the rear cap 86 and the rear skirt 138 of the top propeller 52 to cut the connecting device 16 from the rest of the launcher 2. It should be noted that the front and rear caps are hollow. The rear cap receives for example the end of the nozzle 134 of the top thruster 52. Several manholes are provided on the caps to be able to circulate inside the connecting device 16 when the launcher 2 is on the firing point. . SECOND EMBODIMENT A second embodiment of a connecting device between several low thrusters and a high thruster will now be described with reference to FIGS. 8 to 14. An element of the second embodiment which is identical or similar to an element corresponding of the first embodiment will be identified by the reference numeral used to identify said corresponding element of the first embodiment, increased by two hundred.
Dans ce second mode de réalisation, le lanceur 202 comporte un premier étage 212 et un second étage 214 reliés par un dispositif de liaison 216. Le premier étage 212 est composé de trois propulseurs bas identiques entre eux 222, 223 et 224. Ils sont solidarisés l'un à l'autre par des moyens adaptés 226. Les propulseurs bas sont des moteurs à propergol solide. Ils possèdent une forme tubulaire d'axe A et de rayon extérieur R. Chaque corps 230 d'un propulseur bas comporte à son extrémité avant une jupe avant 236 et à son extrémité arrière une jupe arrière 238.In this second embodiment, the launcher 202 includes a first stage 212 and a second stage 214 connected by a connecting device 216. The first stage 212 is composed of three identical low thrusters 222, 223 and 224. They are joined together to each other by suitable means 226. The low thrusters are solid propellant engines. They have a tubular shape of axis A and outer radius A. Each body 230 of a low propellant has at its front end a front skirt 236 and at its rear end a rear skirt 238.
Le second étage 214 comporte un propulseur haut 252 du type moteur à propergol solide. Le propulseur haut 252 présente une forme tubulaire d'axe B et de rayon extérieur R. Il comporte, du côté de son extrémité arrière, une jupe arrière 338. Comme représenté sur les figures 10 et 11, le dispositif de liaison 216 résulte de l'association de quatre coiffes indépendantes : trois coiffes avant 282, 283 et 284 et une coiffe arrière 286, accolée aux coiffes avant. Les axes C des coiffes avant 282, 283 et 284 sont disposés parallèlement entre eux et avec l'axe D de la coiffe arrière 286. Les axes C des coiffes avant sont disposés angulairement de manière uniforme sur un cercle ayant pour centre l'axe D de la coiffe arrière. Ainsi, comme cela est représenté sur la figure 11, les coiffes avant sont disposées symétriquement par rotation autour de l'axe D, d'un angle a'= 211 - égal à 120° dans le présent mode de réalisation où N vaut 3. Comme représenté sur la figure 12, chaque coiffe avant 282, 283, 284 comporte une découpe 312 de manière à définir entre elles un logement propre à recevoir la coiffe arrière 286. Le contour 314 de la découpe 312 correspond à la ligne géométrique d'intersection de l'extrados 295 de la coiffe avant considérée avec l'extrados 305 de la coiffe arrière 286. En position assemblée, la coiffe arrière 286 est en appui sur chaque coiffe avant 282, 283 et 284 le long du contour 314 de la découpe 312 de chaque coiffe avant. Dans ce second mode de réalisation, les axes C sont éloignés de l'axe D d'une distance d' qui est supérieure à la distance d du premier mode de réalisation. Les contours 314 sont par conséquent différents des contours 114. Des moyens de fixation adaptés sont prévus pour solidariser la coiffe arrière 286 sur chaque coiffe avant 282, 283 et 284. En position assemblée du lanceur 202, les coiffes avant 282, 283 et 284 sont solidaires des jupes avant 236 des propulseurs bas 222, 223 et 224, tandis que la coiffe arrière 286 est solidarisée à la jupe arrière 338 du propulseur haut 252. En conséquence, les axes A des propulseurs bas sont disposés parallèlement entre eux et avec l'axe B du propulseur bas. Les axes A des propulseurs bas sont disposés angulairement de manière uniforme sur un cercle ayant pour centre l'axe B du propulseur haut. Ainsi, les propulseurs bas sont disposés à 120° les uns des autres autour de l'axe X du lanceur 202. Pour l'assemblage, il est envisagé de fixer d'abord la coiffe arrière à chaque coiffe avant pour réaliser le dispositif de liaison 216 ; puis d'associer les propulseurs bas de manière à former le premier étage ; d'approcher par au-dessus le dispositif de liaison et de fixer les coiffes avant à chaque jupe avant d'un propulseur bas ; puis finalement d'approcher le second étage 214 par au-dessus et de fixer sa jupe arrière à la coiffe arrière du dispositif de liaison.The second stage 214 comprises a high propellant 252 of the solid propellant motor type. The top thruster 252 has a tubular shape of axis B and outer radius R. It has, on its rear end, a rear skirt 338. As shown in Figures 10 and 11, the connecting device 216 results from the an association of four independent headdresses: three headpieces before 282, 283 and 284 and a rear headdress 286, contiguous to the front headdresses. The axes C of the front caps 282, 283 and 284 are arranged parallel to each other and with the axis D of the rear cap 286. The axes C of the front caps are angularly arranged in a uniform manner on a circle having the center of the axis D of the rear cap. Thus, as shown in FIG. 11, the front caps are arranged symmetrically by rotation about the axis D, by an angle α '= 211 - equal to 120 ° in the present embodiment where N is 3. As shown in FIG. 12, each front cap 282, 283, 284 comprises a cutout 312 so as to define between them a housing adapted to receive the rear cap 286. The contour 314 of the cutout 312 corresponds to the intersection geometric line. of the extrados 295 of the front cap considered with the extrados 305 of the rear cap 286. In the assembled position, the rear cap 286 is supported on each front cap 282, 283 and 284 along the contour 314 of the cutout 312 of each headdress before. In this second embodiment, the axes C are remote from the axis D by a distance from which is greater than the distance d of the first embodiment. The contours 314 are therefore different from the contours 114. Suitable fastening means are provided for securing the rear cap 286 on each front cap 282, 283 and 284. In the assembled position of the launcher 202, the front caps 282, 283 and 284 are integral with the skirts before 236 low thrusters 222, 223 and 224, while the rear cap 286 is secured to the rear skirt 338 of the top thruster 252. Accordingly, the axes A low propellers are arranged parallel to each other and with the B axis of the low thruster. The axes A of the low thrusters are angularly arranged in a uniform manner on a circle centered on the axis B of the high thruster. Thus, the low thrusters are arranged at 120 ° from each other around the X axis of the launcher 202. For assembly, it is envisaged to first attach the rear cap to each front cap to make the connecting device. 216; then to associate the low thrusters so as to form the first stage; to approach from above the connecting device and fix the front caps to each skirt before a low thruster; then finally approaching the second floor 214 from above and attaching its rear skirt to the rear cap of the connecting device.
VARIANTES DE REALISATION ET AVANTAGES En variante, le premier étage comporte N propulseurs bas. Ils sont de préférence identiques, disposés symétriquement autour de l'axe X du lanceur. Ils constituent de préférence un assemblage compact dans un plan transversal à l'axe X. Par compact, on entend qu'il subsiste entre les propulseurs bas un intervalle réduit permettant de tenir compte des débattements des propulseurs lors des différentes phases de vie du lanceur (intégration et lancement). Le contour de la découpe d'une coiffe avant est adapté à la position de cette coiffe avant par rapport à la coiffe arrière. Pour des raisons de résistance mécanique, il est préférable de découper les coiffes avant plutôt que de conserver les coiffes avant pleines et de prévoir plusieurs découpes sur la coiffe arrière. Cependant, cette variante, ou toute variante intermédiaire est envisageable. Bien qu'il soit plus facile d'évider la zone de la paroi d'une coiffe avant située à l'intérieur de la ligne d'appui de la coiffe arrière, il est également possible de conformer cette zone pour qu'elle présente une concavité ajustée à l'extrados de la coiffe arrière. En variante, la ligne de contact de la coiffe arrière sur la coiffe avant correspond à l'intersection des extrados des coiffes avant et arrière dans un plan. Dans la présente description, le second étage a été présenté comme comportant un unique propulseur haut du type moteur à poudre. En variante, il peut s'agir de tout autre type de propulseur, tel que par exemple un moteur cryogénique. Dans encore une autre variante, le second étage comporte plusieurs propulseurs superposés les uns au-dessus des autres le long de l'axe du lanceur et devant être utilisés successivement au cours du lancement, un propulseur étant allumé après largage du propulseur situé immédiatement en dessous de lui. C'est le propulseur situé à l'extrémité inférieure du second étage qui sera solidarisé à la coiffe arrière située au centre du dispositif de liaison. Ainsi, en utilisant le dispositif de liaison décrit, une seule liaison est à rompre à l'issue de la phase de fonctionnement du premier étage. Il n'y a plus de problème lié à la synchronisation du largage de plusieurs éléments. Il y a également une répartition symétrique de la masse larguée autour de l'axe X. Enfin le largage s'effectue selon l'axe du second étage, vers l'arrière, sans avoir besoin d'écarter latéralement les propulseurs bas. Dans le présent lanceur, du fait de l'étagement des propulseurs, les propulseurs bas sont plus proches de l'axe X du reste du lanceur que dans les lanceurs de l'état de la technique. Ainsi, le bras de levier de la force de poussée des propulseurs du premier étage est réduit. Une coiffe a une fonction aérodynamique, mais surtout une fonction structurelle. Au cours du lancement, la force de poussée générée par un propulseur bas est transmise au reste du lanceur, en passant par la coiffe avant de ce propulseur bas, puis à la coiffe arrière du propulseur haut, via les points de contact entre coiffes avant et arrière. Il est à souligner qu'il n'y a pas de transmission d'efforts mécaniques directement d'une coiffe avant à une autre coiffe avant. Les coiffes avant et arrière étant de préférence en contact le long d'une ligne, plus celle-ci présente une longueur importante, plus les efforts transmis par unité de longueur sont réduits. Avantageusement, la longueur de la ligne de contact est maximisée en ajustant les paramètres dimensionnels des coiffes avant et arrière, ainsi que leur position relative. De plus, la forme en ogive des coiffes avant, outre une forme aérodynamique particulièrement intéressante, permet une répartition des contraintes mécaniques à travers la paroi de la coiffe. Elle conduit à une réduction et à une meilleure uniformité des efforts le long de la zone de liaison entre une jupe avant et le corps de propulseur qu'elle équipe. En conséquence, par la mise en oeuvre du dispositif de liaison selon l'invention, la hauteur des jupes avant des propulseurs bas n'a pas à être augmentée et peut être réduite au maximum (sensiblement égale à la hauteur de la calotte d'extrémité du corps du propulseur). Ceci réduit la masse sèche du lanceur et augmente donc ses performances. La forme en ogive de la coiffe arrière présente des avantages identiques, en particulier en terme de réduction de la masse de la jupe arrière du propulseur haut. Avantageusement, les propulseurs bas du lanceur selon le second mode de réalisation sont identiques à ceux du lanceur selon le premier mode de réalisation, et/ou le propulseur haut du lanceur selon le second mode de réalisation est identique à celui du lanceur selon le premier mode de réalisation. De manière plus avantageusement encore, un propulseur haut est identique à un propulseur bas. Cela permet d'envisager la production en série de propulseurs identiques indépendamment de leur utilisation particulière dans le composite bas du lanceur.Variations of embodiment and advantages Alternatively, the first stage comprises N low thrusters. They are preferably identical, arranged symmetrically about the axis X of the launcher. They are preferably a compact assembly in a plane transverse to the X axis. By compact means that there remains between the low thrusters a reduced interval allowing to take into account the deflections of the thrusters during the different phases of life of the launcher ( integration and launch). The contour of the cut of a front cap is adapted to the position of this front cap relative to the rear cap. For reasons of mechanical strength, it is preferable to cut the front caps rather than keep the front caps full and provide several cuts on the rear cap. However, this variant, or any intermediate variant is possible. Although it is easier to hollow out the area of the wall of a front cap located inside the line of support of the rear cap, it is also possible to conform this zone so that it presents a concavity adjusted to the extrados of the rear cap. In a variant, the line of contact of the rear cap on the front cap corresponds to the intersection of the extrados of the front and rear caps in a plane. In the present description, the second stage has been presented as comprising a single high propellant of the powder motor type. Alternatively, it may be any other type of thruster, such as for example a cryogenic engine. In yet another variant, the second stage comprises several thrusters superimposed one above the other along the axis of the launcher and to be used successively during the launch, a thruster being ignited after dropping the thruster located immediately below from him. It is the thruster located at the lower end of the second stage which will be secured to the rear cap located in the center of the connecting device. Thus, using the link device described, a single link is broken at the end of the operating phase of the first stage. There is no more problem related to the synchronization of the release of several elements. There is also a symmetrical distribution of the mass released around the X axis. Finally the release takes place along the axis of the second stage, towards the rear, without the need to spread laterally the low thrusters. In the present launcher, because of the staggering of the thrusters, the low thrusters are closer to the X axis of the rest of the launcher than in launchers of the state of the art. Thus, the lever arm of the pushing force of the thrusters of the first stage is reduced. A cap has an aerodynamic function, but above all a structural function. During the launch, the thrust force generated by a low thruster is transmitted to the rest of the launcher, passing through the front cap of this low thruster, then to the rear cap of the top thruster, via the contact points between the front caps and back. It should be noted that there is no transmission of mechanical forces directly from a front cap to another front cap. The front and rear caps preferably being in contact along a line, the longer it has a significant length, the greater the transmitted forces per unit length are reduced. Advantageously, the length of the contact line is maximized by adjusting the dimensional parameters of the front and rear caps, as well as their relative position. In addition, the ogival shape of the front caps, in addition to a particularly advantageous aerodynamic shape, allows a distribution of mechanical stresses through the wall of the cap. It leads to a reduction and a better uniformity of the forces along the connection zone between a front skirt and the thruster body that it equips. Consequently, by the implementation of the connecting device according to the invention, the height of the skirts before the low thrusters does not have to be increased and can be reduced to the maximum (substantially equal to the height of the end cap thruster body). This reduces the dry weight of the launcher and therefore increases its performance. The ogival shape of the rear cap has identical advantages, particularly in terms of reducing the mass of the rear skirt of the high propeller. Advantageously, the low thrusters of the launcher according to the second embodiment are identical to those of the launcher according to the first embodiment, and / or the top thruster of the launcher according to the second embodiment is identical to that of the launcher according to the first embodiment. of realization. Even more advantageously, a high propellant is identical to a low propellant. This makes it possible to envisage mass production of identical thrusters regardless of their particular use in the base composite of the launcher.
Cela permet également de développer une gamme de lanceurs, chaque lanceur de la gamme résultant de l'association particulière d'un petit nombre de types différents de propulseurs élémentaires. Cet aspect modulaire permet de répondre au mieux et à moindres coûts à différentes missions.5This also allows to develop a range of launchers, each launcher of the range resulting from the particular combination of a small number of different types of elementary thrusters. This modular aspect makes it possible to respond better and at lower costs to different missions.
Claims (20)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1261040A FR2998269B1 (en) | 2012-11-20 | 2012-11-20 | CONNECTING DEVICE BETWEEN A FIRST FLOOR AND A SECOND FLOOR OF A COMPOSITE BELOW A LAUNCHER; LAUNCHER, LAUNCHING METHOD, AND ASSOCIATED ASSEMBLY METHODS |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1261040A FR2998269B1 (en) | 2012-11-20 | 2012-11-20 | CONNECTING DEVICE BETWEEN A FIRST FLOOR AND A SECOND FLOOR OF A COMPOSITE BELOW A LAUNCHER; LAUNCHER, LAUNCHING METHOD, AND ASSOCIATED ASSEMBLY METHODS |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2998269A1 true FR2998269A1 (en) | 2014-05-23 |
| FR2998269B1 FR2998269B1 (en) | 2015-01-02 |
Family
ID=48407612
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1261040A Active FR2998269B1 (en) | 2012-11-20 | 2012-11-20 | CONNECTING DEVICE BETWEEN A FIRST FLOOR AND A SECOND FLOOR OF A COMPOSITE BELOW A LAUNCHER; LAUNCHER, LAUNCHING METHOD, AND ASSOCIATED ASSEMBLY METHODS |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2998269B1 (en) |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1167188A1 (en) * | 2000-02-07 | 2002-01-02 | Gosudarstvenny Kosmichesky Naucho-Proizvodstvenny Tsentr IM. M.V. Khrunicheva | Method for placing a payload into orbit by means of a hybrid multifunction booster rocket equipped with a liquid-fuel rocket propulsion system (lrps), hybrid multifunction booster rocket with cruising lrps and development test therefor |
| US6554228B2 (en) * | 2000-02-29 | 2003-04-29 | Lockheed Martin Corporation | Aerodynamic fairing |
-
2012
- 2012-11-20 FR FR1261040A patent/FR2998269B1/en active Active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1167188A1 (en) * | 2000-02-07 | 2002-01-02 | Gosudarstvenny Kosmichesky Naucho-Proizvodstvenny Tsentr IM. M.V. Khrunicheva | Method for placing a payload into orbit by means of a hybrid multifunction booster rocket equipped with a liquid-fuel rocket propulsion system (lrps), hybrid multifunction booster rocket with cruising lrps and development test therefor |
| US6554228B2 (en) * | 2000-02-29 | 2003-04-29 | Lockheed Martin Corporation | Aerodynamic fairing |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2998269B1 (en) | 2015-01-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1931567B1 (en) | Turbine engine mounting structure for aircraft | |
| CA2576100C (en) | Turbojet pylon for aircraft | |
| EP2244943B1 (en) | Aircraft engine assembly comprising an annular load-transfer structure surrounding the central casing of a turbojet engine | |
| FR2526151A1 (en) | ENOUGH MUNITION CONSISTING OF A PROJECTILE AND A COMBUSTIBLE OR PARTIALLY COMBUSTIBLE BUSHING RELATED THERETO | |
| FR2735099A1 (en) | TILTING ADAPTER DEVICE FOR CARRYING MULTIPLE USEFUL LOADS ON THE SAME LAUNCHER. | |
| WO2010122053A1 (en) | Intermediate casing for an aircraft turbine engine, comprising structural connecting arms that perform separate mechanical and aerodynamic functions | |
| FR2683310A1 (en) | DEVICE FOR EJECTING PAYLOAD ELEMENTS USEFUL OUTSIDE THE ENVELOPE OF AN OBUS CARGO. | |
| EP1045221B1 (en) | Aerodynamic brake for reducing the velocity of a projectile on its trajectory | |
| EP3250808B1 (en) | Capacitive system for correcting the pogo effect with semi-centred discharge tube capable of being positioned in a bend | |
| EP0502753B1 (en) | Container for receiving a propulsive charge | |
| EP2836432B1 (en) | Launcher stage comprising a temporary support structure for parts of the nozzle, allowing access to the engine | |
| EP0454545B1 (en) | Device for the temporal mechanical assembly and for its fast separation of an ejecting object attached to a support | |
| FR2902472A1 (en) | Compact temporary mechanical joining device, e.g. for joining satellite to spacecraft, includes segmented annular device with gripping heads, bolting ring and fixed and movable supports | |
| EP0836001B1 (en) | Rocket nozzle with ejectable inserts | |
| EP3023732A1 (en) | Pyrotechnical separator comprising two independent structural elements assembled to each other, and associated fabrication method | |
| EP0660070A1 (en) | Container for propulsive charge and process for its manufacture | |
| EP0691520B1 (en) | Device for connecting two containers and container therefor | |
| FR2998269A1 (en) | Connection device for connecting e.g. solid propellant engine and cryogenic engine, of launcher, has front caps delimiting housing to receive rear cap that is coupled with front cap, where front and rear caps are in shape of ogive | |
| EP0632197B1 (en) | Rocket nozzle with ejectable diffuser | |
| WO2022214765A1 (en) | Exterior ferrule of an intermediate housing made of composite material, for an aircraft turbine engine | |
| EP1541833B1 (en) | Gas generator and jet engine being equipped with the same for starting | |
| FR2731471A1 (en) | SOLID PROPERGOL ROCKER MOTOR WITH PROPULSIVE EXTERNAL COMBUSTION AND INTERNAL COMBUSTION LOADS | |
| EP0626513A1 (en) | Rocket nozzle with reduced output section | |
| CA1332537C (en) | Aircraft with at least one jettisonable thruster | |
| WO1995015475A1 (en) | Propellant charge container securable to a second container |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |