FR3112170A1 - Small propellant nozzle with several discharge sections - Google Patents
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Abstract
Tuyère propulsive de taille réduite avec plusieurs sections débitantes L’invention concerne une tuyère propulsive (1) s’étendant le long d’une direction axiale d’éjection de gaz, comprenant des tuyères élémentaires (3) disposées radialement par rapport à la direction axiale et partiellement fusionnées, lesdites tuyères élémentaires débouchant dans un divergent commun. Figure pour l’abrégé : Fig. 1. Reduced-size propellant nozzle with several flow sections The invention relates to a propulsion nozzle (1) extending along an axial direction of gas ejection, comprising elementary nozzles (3) arranged radially with respect to the axial direction and partially merged, said elementary nozzles opening into a common divergent. Figure for abstract: Fig. 1.
Description
L’invention concerne les tuyères propulsives pour véhicule spatial, tel qu’un lanceur spatial ou un satellite.The invention relates to propulsion nozzles for a space vehicle, such as a space launcher or a satellite.
La tuyère contribue aux performances propulsives d’un moteur. Une tuyère de Laval comprend un convergent, un col et un divergent qui, de par leurs formes, déterminent les performances du moteur par détente des gaz de combustion.The nozzle contributes to the propulsion performance of an engine. A Laval nozzle comprises a convergent, a neck and a divergent which, by their shapes, determine the performance of the engine by expansion of the combustion gases.
Il est souhaitable de disposer de tuyères propulsives à encombrement et masse réduits sans affecter les performances propulsives (poussée délivrée).It is desirable to have propulsion nozzles with reduced bulk and mass without affecting the propulsion performance (thrust delivered).
L’invention concerne une tuyère propulsive s’étendant le long d’une direction axiale d’éjection de gaz, comprenant des tuyères élémentaires disposées radialement par rapport à la direction axiale et partiellement fusionnées, lesdites tuyères élémentaires débouchant dans un divergent commun.The invention relates to a propulsion nozzle extending along an axial gas ejection direction, comprising elementary nozzles arranged radially with respect to the axial direction and partially merged, said elementary nozzles opening into a common divergent.
L’invention propose de remplacer une tuyère mono-col classique par plusieurs tuyères élémentaires ayant chacune un col de section réduite par rapport à la tuyère mono-col de sorte à diminuer l’encombrement axial de la tuyère propulsive. En conservant d’une part une somme des sections de col des tuyères élémentaires égale à la section de col de la tuyère mono-col et d’autre part une section de sortie du divergent identique, les performances propulsives sont maintenues. En outre, la fusion partielle des tuyères élémentaires et la réunion de leurs écoulements de gaz dans un divergent commun permet de réduire l’encombrement axial de la tuyère propulsive, tout en maîtrisant son encombrement radial. Cela permet également de réduire la masse inerte de la tuyère. Les inventeurs ont en outre constaté que les chocs obliques survenant dans l’écoulement de gaz à la fusion des portions de divergents des tuyères élémentaires ne constituaient pas une perte propulsive car ils ne sont pas rattachés à une paroi, compte-tenu des écoulements supersoniques dans les portions de divergent.The invention proposes to replace a conventional single-neck nozzle with several elementary nozzles each having a neck of reduced section compared to the single-neck nozzle so as to reduce the axial size of the propellant nozzle. By keeping on the one hand a sum of the neck sections of the elementary nozzles equal to the neck section of the single-neck nozzle and on the other hand an identical divergent outlet section, the propulsive performance is maintained. In addition, the partial fusion of the elementary nozzles and the reunion of their gas flows in a common divergent makes it possible to reduce the axial size of the propellant nozzle, while controlling its radial size. This also makes it possible to reduce the inert mass of the nozzle. The inventors have also observed that the oblique shocks occurring in the flow of gas on the fusion of the divergent portions of the elementary nozzles do not constitute a propulsive loss because they are not attached to a wall, taking into account the supersonic flows in the portions diverge.
On notera qu’une tuyère de Laval mono-col qui serait conçue avec une longueur axiale très réduite par rapport à une tuyère classique (en forme de « pommeau de douche ») permettrait a priori de répondre au problème de l’état de l’art ; toutefois, un tel profil avec de fortes inflexions est très éloigné d’un profil propulsif idéal ou optimisé, et l’expérience montre que le rendement propulsif est extrêmement faible. L’invention présentée ici permet de résoudre le problème en associant des profils propulsifs performants, tels que ceux de la tuyère mono-col classique.It should be noted that a single-necked Laval nozzle which would be designed with a very reduced axial length compared to a conventional nozzle (in the shape of a "shower head") would a priori make it possible to respond to the problem of the state of the art ; however, such a profile with strong inflections is very far from an ideal or optimized propulsion profile, and experience shows that the propulsion efficiency is extremely low. The invention presented here solves the problem by combining high-performance propellant profiles, such as those of the classic single-neck nozzle.
Aussi, en présence d’une ablation thermo-chimique des cols pendant le fonctionnement de la tuyère (phénomène généralement présent dans le domaine de la propulsion avec propergols solides), la tuyère de l’invention présente une loi d’ablation (évolution de la section débitante des cols des tuyères élémentaires au cours du tir) plus favorable que la tuyère mono-col classique. En effet, l’augmentation de la section débitante des cols des tuyères élémentaires est plus rapide et accompagne par exemple mieux la variation de quantité de gaz injectée dans la chambre de combustion (variation de la surface à brûler du propergol solide par exemple). Cela permet ainsi d’obtenir une pression de combustion plus constante pendant le fonctionnement.Also, in the presence of a thermo-chemical ablation of the necks during the operation of the nozzle (phenomenon generally present in the field of propulsion with solid propellants), the nozzle of the invention presents an ablation law (evolution of the flow section of the necks of the elementary nozzles during firing) more favorable than the conventional single-neck nozzle. Indeed, the increase in the flow rate section of the necks of the elementary nozzles is faster and, for example, better accompanies the variation in the quantity of gas injected into the combustion chamber (variation in the surface to be burned of the solid propellant, for example). This results in a more constant combustion pressure during operation.
Dans un exemple de réalisation, la tuyère propulsive comprend au moins trois tuyères élémentaires réparties autour de la direction axiale et partiellement fusionnées.In an exemplary embodiment, the propulsion nozzle comprises at least three elementary nozzles distributed around the axial direction and partially merged.
Une telle caractéristique participe à améliorer les performances propulsives en permettant d’équilibrer la répartition des tuyères élémentaires autour de l’axe et d’obtenir une poussée centrée.Such a characteristic contributes to improving the propulsion performance by making it possible to balance the distribution of the elementary nozzles around the axis and to obtain a centered thrust.
En particulier, la tuyère propulsive peut comprendre une première tuyère élémentaire centrale et des secondes tuyères élémentaires latérales (éventuellement périphériques) réparties autour de la première tuyère élémentaire centrale. Selon un exemple, les axes des secondes tuyères élémentaires latérales peuvent être inclinés par rapport à l’axe de la première tuyère élémentaire centrale. En d’autres termes dans ce cas, les axes des secondes tuyères élémentaires ne sont pas parallèles à l’axe de la première tuyère élémentaire centrale (ces axes forment un angle non nul avec l’axe de la première tuyère élémentaire centrale). Cela permet avantageusement de réduire la perte propulsive associée à l’angle entre les particules de gaz et l’axe de la tuyère (pertes par divergence compte tenu des composantes radiales – et non propulsives – des vitesses d’une partie des gaz). Les axes des secondes tuyères élémentaires peuvent ou non être inclinés vers la tuyère élémentaire centrale.In particular, the propulsion nozzle may comprise a first central elementary nozzle and second lateral elementary nozzles (possibly peripheral) distributed around the first central elementary nozzle. According to one example, the axes of the second lateral elementary nozzles can be inclined with respect to the axis of the first central elementary nozzle. In other words, in this case, the axes of the second elementary nozzles are not parallel to the axis of the first central elementary nozzle (these axes form a non-zero angle with the axis of the first central elementary nozzle). This advantageously makes it possible to reduce the propulsive loss associated with the angle between the gas particles and the axis of the nozzle (losses by divergence taking into account the radial – and non-propulsive – components of the velocities of part of the gases). The axes of the second elementary nozzles may or may not be inclined towards the central elementary nozzle.
Dans un exemple de réalisation, une pente d’une paroi définissant deux tuyères élémentaires adjacentes peut être décroissante en direction du divergent commun.In an exemplary embodiment, a slope of a wall defining two adjacent elementary nozzles may decrease in the direction of the common divergent.
Une telle caractéristique permet avantageusement de réduire l’inclinaison des écoulements en sortie des tuyères élémentaires, réduisant ainsi les interactions entre ces écoulements dans le divergent commun.Such a characteristic advantageously makes it possible to reduce the inclination of the flows at the outlet of the elementary nozzles, thus reducing the interactions between these flows in the common divergent.
Dans un exemple de réalisation, le passage des tuyères élémentaires au divergent commun s’accompagne au moins localement d’un changement de profil de la veine.In an exemplary embodiment, the transition from the elementary nozzles to the common divergent is accompanied at least locally by a change in the profile of the vein.
Une telle caractéristique permet avantageusement de réduire tout risque de décollement non contrôlé du jet lors du fonctionnement en présence d’une pression externe (atmosphère).Such a characteristic advantageously makes it possible to reduce any risk of uncontrolled separation of the jet during operation in the presence of an external pressure (atmosphere).
Dans un exemple de réalisation, le divergent commun comprend une portion à section évolutive définissant une sortie circulaire de la tuyère propulsive.In an exemplary embodiment, the common divergent comprises a portion with an evolving section defining a circular outlet from the propellant nozzle.
Une telle caractéristique permet avantageusement d’améliorer davantage encore la poussée générée, et de présenter, le cas échéant, une interface optimisée vis-à-vis d’autres éléments du lanceur (étage inférieur par exemple).Such a characteristic advantageously makes it possible to further improve the thrust generated, and to present, if necessary, an interface optimized with respect to other elements of the launcher (lower stage for example).
Dans un exemple de réalisation, les tuyères élémentaires sont réparties sur une nappe non plane et voûtée. Cette disposition permet, d’une part, de réduire les pertes aérodynamiques par divergence comme décrit précédemment, et une forme de voûte améliore, d’autre part, la tenue mécanique de l’ensemble soumis aux pressions de fonctionnement du moteur.In an exemplary embodiment, the elementary nozzles are distributed over a non-flat and arched layer. This arrangement makes it possible, on the one hand, to reduce aerodynamic losses by divergence as described above, and a vault shape improves, on the other hand, the mechanical strength of the assembly subjected to the operating pressures of the engine.
L’invention concerne également un moteur-fusée comprenant une tuyère propulsive telle que décrite plus haut.The invention also relates to a rocket engine comprising a propellant nozzle as described above.
L’invention concerne également un véhicule spatial comprenant un moteur-fusée tel que décrit plus haut. Le véhicule spatial peut être un lanceur spatial, un véhicule d’exploration ou un satellite.The invention also relates to a space vehicle comprising a rocket engine as described above. The space vehicle can be a space launch vehicle, an exploration vehicle or a satellite.
Dans le cas où le véhicule spatial est un lanceur spatial, la tuyère propulsive peut être une tuyère de premier étage de lanceur ou bien une tuyère d’étage supérieur, comme une tuyère de deuxième ou de troisième étage de lanceur. Il est d’autant plus avantageux qu’une tuyère d’étage supérieur de lanceur soit d’encombrement et de masses réduits étant donné qu’elle subit en opération une phase de vol plus longue qu’un premier étage, pénalisant ainsi d’autant plus la masse autorisée pour la charge utile. En outre, une telle partie correspond à une portion inter-étages pour laquelle il est généralement souhaitable de minimiser l’encombrement et la masse.In the case where the space vehicle is a space launcher, the propellant nozzle may be a launcher first stage nozzle or else an upper stage nozzle, such as a launcher second or third stage nozzle. It is all the more advantageous for a launcher upper stage nozzle to be of reduced bulk and mass given that it undergoes a longer flight phase in operation than a first stage, thus penalizing all the more plus the authorized mass for the payload. In addition, such a part corresponds to an inter-stage portion for which it is generally desirable to minimize bulk and mass.
En variante, la tuyère propulsive peut être une tuyère de micro-moteur de satellite ou une tuyère d’un véhicule atterrissant.Alternatively, the propulsion nozzle may be a satellite micro-engine nozzle or a landing vehicle nozzle.
On a représenté aux figures 1 et 2 un premier exemple de tuyère propulsive 1 selon l’invention.There is shown in Figures 1 and 2 a first example of propellant nozzle 1 according to the invention.
La tuyère 1 s’étend le long d’une direction axiale A d’éjection de gaz, qui forme ici un axe longitudinal de la tuyère 1. La tuyère 1 présente en outre une direction radiale R qui est transversale, par exemple perpendiculaire, à la direction axiale A.The nozzle 1 extends along an axial direction A of gas ejection, which here forms a longitudinal axis of the nozzle 1. The nozzle 1 also has a radial direction R which is transverse, for example perpendicular, to the axial direction A.
La tuyère 1 comprend des tuyères élémentaires 3 partiellement fusionnées et disposées radialement par rapport à la direction axiale A. Les tuyères élémentaires 3 sont, dans l’exemple illustré, réparties autour de la direction axiale A. Les tuyères élémentaires 3 s’étendent le long de la direction axiale A. L’exemple des figures 1 et 2 compte trois tuyères élémentaires 3 mais l’invention n’est pas limitée à un nombre particulier de tuyères élémentaires, comme il sera rappelé plus bas.The nozzle 1 comprises elementary nozzles 3 partially merged and arranged radially with respect to the axial direction A. The elementary nozzles 3 are, in the example illustrated, distributed around the axial direction A. The elementary nozzles 3 extend along of the axial direction A. The example of FIGS. 1 and 2 has three elementary nozzles 3 but the invention is not limited to a particular number of elementary nozzles, as will be recalled below.
Les tuyères élémentaires 3 peuvent être des tuyères de Laval, ayant chacune un convergent 31, un col 32 définissant un orifice 34 d’éjection de gaz et une portion de divergent 35. Les portions de divergents 35 des tuyères élémentaires 3 débouchent chacune dans une même enceinte, constituant un divergent commun 40 qui définit une seule et même sortie de la tuyère propulsive 1. La tuyère 1 définit la partie arrière d’un moteur-fusée lequel comprend en amont une chambre de combustion 20 connue en soi et non représentée en détails sur les figures. Le moteur-fusée peut être à propulsion solide, à propulsion liquide ou à propulsion hybride. Chacune des tuyères élémentaires 3 est alimentée par le gaz provenant de la chambre de combustion 20, ce dernier étant éjecté au travers de celles-ci et du divergent commun 40 afin de réaliser la propulsion. Les tuyères élémentaires 3 peuvent être en communication avec une même chambre de combustion 20.The elementary nozzles 3 can be Laval nozzles, each having a convergent 31, a neck 32 defining a gas ejection orifice 34 and a divergent portion 35. The divergent portions 35 of the elementary nozzles 3 each open into a same enclosure, constituting a common divergent 40 which defines a single and same outlet of the propellant nozzle 1. The nozzle 1 defines the rear part of a rocket engine which comprises upstream a combustion chamber 20 known per se and not shown in detail in the figures. The rocket engine can be solid-propelled, liquid-propelled, or hybrid-propelled. Each of the elementary nozzles 3 is fed by the gas coming from the combustion chamber 20, the latter being ejected through them and the common divergent 40 in order to achieve propulsion. The elementary nozzles 3 can be in communication with the same combustion chamber 20.
Les tuyères élémentaires 3 ont chacune un orifice 34 d’éjection de gaz distinct en communication avec la chambre de combustion 20 et débouchant dans une portion de divergent 35. Les orifices 34 sont espacés les uns des autres d’une distance non nulle et ne se recouvrent pas. La tuyère 1 est une tuyère multi-cols, chaque tuyère élémentaire 3 étant associée à un col 32. On a représenté, aux figures 1 et 2 notamment, le cas d’orifices 34 tous présents sur un même plan transversal à la direction axiale A, ici perpendiculaire à cette direction A. On ne sort néanmoins pas du cadre de l’invention lorsque les orifices d’éjection sont décalés le long de la direction axiale. Les orifices 34 sont, dans l’exemple illustré, répartis autour de la direction axiale A. Ils peuvent être régulièrement répartis autour de la direction axiale A, c’est à dire répartis avec un décalage angulaire de 1/n * 360° où n désigne le nombre d’orifices d’éjection 34 de la tuyère propulsive, comme illustré à la figure 1.The elementary nozzles 3 each have a separate gas ejection orifice 34 in communication with the combustion chamber 20 and opening into a divergent portion 35. The orifices 34 are spaced from each other by a non-zero distance and do not not cover. The nozzle 1 is a multi-neck nozzle, each elementary nozzle 3 being associated with a neck 32. FIGS. 1 and 2 in particular show the case of orifices 34 all present on the same plane transverse to the axial direction A , here perpendicular to this direction A. However, this does not depart from the scope of the invention when the ejection orifices are offset along the axial direction. The orifices 34 are, in the example illustrated, distributed around the axial direction A. They can be regularly distributed around the axial direction A, that is to say distributed with an angular offset of 1/n*360° where n designates the number of ejection orifices 34 of the propellant nozzle, as illustrated in Figure 1.
Les tuyères élémentaires 3 sont fusionnées ou imbriquées partiellement, ce qui leur confère une forme tronquée comme visible à la figure 1, par exemple une forme parabolique tronquée, laquelle correspond à un profil optimisé. D’autres formes sont possibles pour les tuyères élémentaires comme une forme conique tronquée. Les portions de divergent 35 de tuyères élémentaires 3 adjacentes présentent une paroi commune 36 présentant une première face définissant une partie de la portion de divergent 35 d’une première tuyère élémentaire 3 et une deuxième face définissant une partie de la portion de divergent 35 d’une deuxième tuyère élémentaire 3, adjacente à la première tuyère élémentaire. La paroi commune 36 définit en outre un bord commun ou une arête commune 37 aux tuyères élémentaires 3 adjacentes. Les sorties de deux tuyères élémentaires adjacentes peuvent se réunir au bord commun 37, ce bord commun 37 pouvant être situé à l’entrée du divergent commun 40, comme illustré aux figures 1 et 2. Les bords commun 37 entre les tuyères élémentaires 3 adjacentes sont, dans l’exemple illustré, concourants au niveau d’un point d’intersection 38 situé à l’entrée du divergent commun 40.The elementary nozzles 3 are partially merged or overlapped, which gives them a truncated shape as shown in FIG. 1, for example a truncated parabolic shape, which corresponds to an optimized profile. Other shapes are possible for the elementary nozzles such as a truncated conical shape. The divergent portions 35 of adjacent elementary nozzles 3 have a common wall 36 having a first face defining part of the divergent portion 35 of a first elementary nozzle 3 and a second face defining part of the divergent portion 35 of a second elementary nozzle 3, adjacent to the first elementary nozzle. The common wall 36 further defines a common edge or a common edge 37 to the elementary nozzles 3 adjacent. The outlets of two adjacent elementary nozzles can meet at the common edge 37, this common edge 37 possibly being located at the entrance to the common divergent 40, as illustrated in FIGS. 1 and 2. The common edges 37 between the adjacent elementary nozzles 3 are , in the example shown, concurrent at a point of intersection 38 located at the entrance to the common divergent 40.
Le divergent commun 40 prolonge les portions de divergents 35 des tuyères élémentaires 3 le long de la direction axiale A. Les portions de divergents 35 débouchent chacune dans le divergent commun 40. Les tuyères élémentaires 3 débouchent de manière indépendante dans le divergent commun 40, c’est-à-dire que les sorties des tuyères élémentaires 3 ne se succèdent pas le long de la direction axiale A jusqu’au divergent commun. Le divergent commun 40 comprend une portion proximale 41 qui est située du côté des tuyères élémentaires 3 et une portion distale 42 qui définit une sortie de la tuyère propulsive, du côté opposé aux tuyères élémentaires 3. Dans l’exemple illustré, la portion proximale 41 présente une section présentant plusieurs lobes et non circulaire, ici en forme de trèfle. Sauf mention contraire, les sections sont prises transversalement à la direction axiale A. La portion distale 42 est ici à section évolutive le long de la direction axiale A de sorte à faire passer la section du divergent commun d’une forme à plusieurs lobes au niveau de la portion proximale 41 à une section circulaire en sortie de la tuyère propulsive 1. La tuyère propulsive 1 peut être fabriquée par prélèvement de matière dans une plaque, par exemple le prélèvement permettant d’obtenir directement la tuyère propulsive ou seulement l’ensemble des tuyères élémentaires 3, cet ensemble étant ensuite lié au divergent commun 40. On ne sort pas du cadre de l’invention si le divergent commun est dépourvu de la portion distale 42 à section évolutive. Dans ce cas, la sortie de la tuyère peut avoir une section à plusieurs lobes, s’arrêtant au niveau de la portion proximale 41. Dans une variante non illustrée, le divergent commun est dépourvu de la portion 42 à section évolutive et les tuyères élémentaires sont inclinées les unes par rapport aux autres de sorte à tendre vers une section de sortie de géométrie circulaire.The common divergent 40 extends the divergent portions 35 of the elementary nozzles 3 along the axial direction A. The divergent portions 35 each open into the common divergent 40. The elementary nozzles 3 open independently into the common divergent 40, c that is to say that the outputs of the elementary nozzles 3 do not follow one another along the axial direction A up to the common divergent. The common divergent 40 comprises a proximal portion 41 which is located on the side of the elementary nozzles 3 and a distal portion 42 which defines an outlet of the propellant nozzle, on the side opposite the elementary nozzles 3. In the example illustrated, the proximal portion 41 has a section with several lobes and not circular, here in the shape of a cloverleaf. Unless otherwise stated, the sections are taken transversely to the axial direction A. The distal portion 42 here has an evolving section along the axial direction A so as to cause the section of the common divergent to pass from a shape with several lobes to the level from the proximal portion 41 to a circular section at the outlet of the propellant nozzle 1. The propellant nozzle 1 can be manufactured by removing material from a plate, for example the removal making it possible to obtain the propellant nozzle directly or only all of the elementary nozzles 3, this assembly then being linked to the common divergent 40. It does not depart from the scope of the invention if the common divergent does not have the distal portion 42 with an evolving section. In this case, the outlet of the nozzle can have a section with several lobes, stopping at the level of the proximal portion 41. are inclined relative to each other so as to tend towards an outlet section of circular geometry.
Comme indiqué plus haut, la tuyère propulsive selon l’invention présente un encombrement réduit par rapport à une tuyère classique mono-col. La poussée d’un moteur dans le vide dépend du produit du débit massique et de la vitesse d’éjection, et de la section de sortie de tuyère, comme indiqué dans la formule suivante :As indicated above, the propellant nozzle according to the invention has a reduced size compared to a conventional single-neck nozzle. The thrust of an engine in a vacuum depends on the product of the mass flow rate and the ejection velocity, and the nozzle outlet area, as given in the following formula:
Cette formule peut se réécrire de la manière suivante en faisant intervenir la section au col :This formula can be rewritten as follows by involving the section at the neck:
En utilisant une section de col réduite, on obtient un profil de veine plus petit et donc une tuyère ayant un encombrement réduit dans la direction axiale. Cette réduction de la section de col s’accompagne néanmoins d’une perte en performance propulsive par rapport à une tuyère mono-col. Ainsi, il est proposé de remplacer la tuyère mono-col par une pluralité de tuyères élémentaires, ayant chacune un col distinct, en conservant constante la section de col c’est-à-dire que la somme des sections de col des tuyères élémentaires demeure égale à la section de col de la tuyère mono-col. L’invention propose en outre de juxtaposer et de partiellement fusionner les tuyères élémentaires en les faisant déboucher dans un divergent commun de sorte à réduire l’encombrement radial. Cela permet également une mutualisation de pièces (par rapport à l’utilisation de plusieurs tuyères élémentaires simplement juxtaposées et non fusionnées), une réduction de la masse et des coûts de fabrication.By using a reduced throat section, a smaller vein profile is obtained and therefore a nozzle having a reduced bulk in the axial direction. This reduction in the neck section is nevertheless accompanied by a loss in propulsive performance compared to a single-neck nozzle. Thus, it is proposed to replace the single-neck nozzle with a plurality of elementary nozzles, each having a separate neck, while keeping the neck section constant, that is to say that the sum of the neck sections of the elementary nozzles remains equal to the throat section of the single-neck nozzle. The invention also proposes to juxtapose and partially merge the elementary nozzles by causing them to emerge in a common divergent so as to reduce the radial bulk. This also allows a pooling of parts (compared to the use of several elementary nozzles simply juxtaposed and not merged), a reduction in mass and manufacturing costs.
On vient de décrire, en lien avec les figures 1 et 2, un exemple de tuyère propulsive 1 selon l’invention. On va décrire dans la suite, en lien avec les figures 3 et 4, des détails de variantes de tuyères propulsives.We have just described, in connection with FIGS. 1 and 2, an example of a propellant nozzle 1 according to the invention. Will be described below, in connection with Figures 3 and 4, details of variants of propellant nozzles.
La figure 3 illustre la présence d’une paroi commune 136 à deux tuyères élémentaires 13 adjacentes qui présente une pente décroissante en direction du divergent commun 40.Figure 3 illustrates the presence of a common wall 136 with two adjacent elementary nozzles 13 which has a decreasing slope in the direction of the common divergent 40.
Dans l’exemple de la figure 3, les faces 136a et 136b de la paroi commune 136 définissant les tuyères élémentaires 13 ont chacune une pente décroissante en direction du divergent commun 40, donnant ainsi une forme effilée à la paroi commune 136 en coupe le long de la direction axiale A, par exemple une forme de goutte. Cette décroissance des pentes permet de guider le long de la direction axiale A les écoulements de gaz Ja et Jb issus de tuyères élémentaires 13 adjacentes, réduisant ainsi les interactions entre ces écoulements dans le divergent commun 40.In the example of FIG. 3, the faces 136a and 136b of the common wall 136 defining the elementary nozzles 13 each have a decreasing slope in the direction of the common divergent 40, thus giving a tapered shape to the common wall 136 in section along of the axial direction A, for example a drop shape. This decrease in the slopes makes it possible to guide along the axial direction A the gas flows Ja and Jb coming from adjacent elementary nozzles 13, thus reducing the interactions between these flows in the common divergent 40.
En particulier, les faces 136a et 136b peuvent chacune former avec la direction axiale A, au niveau du divergent commun 40, un angle inférieur ou égal à 40°.In particular, the faces 136a and 136b can each form with the axial direction A, at the level of the common divergent 40, an angle less than or equal to 40°.
La figure 4 est une vue en coupe longitudinale partielle montrant l’évolution du profil de la veine entre le profil d’une tuyère élémentaire 23 et celui du divergent commun 40. Le passage des tuyères élémentaires 23 au divergent commun 40 s’accompagne ici localement d’un changement de profil de la veine.FIG. 4 is a view in partial longitudinal section showing the evolution of the profile of the vein between the profile of an elementary nozzle 23 and that of the common divergent 40. The transition from the elementary nozzles 23 to the common divergent 40 is accompanied here locally of a change in the profile of the vein.
L’exemple des figures 1 et 2 comprend trois tuyères élémentaires, l’invention n’est néanmoins pas limitée à un nombre particulier de tuyères élémentaires. Ainsi, la figure 5 illustre le cas d’un agencement différent de celui des figures 1 et 2 dans lequel la tuyère propulsive 21 comprend une tuyère centrale 33a autour de laquelle sont présentes six tuyères latérales 33b. De manière similaire à ce qui a été décrit en lien avec les figures 1 et 2, les tuyères élémentaires 33a et 33b sont réunies, fusionnées partiellement et débouchent dans un divergent commun. Du fait de cette fusion partielle, les tuyères élémentaires 33a et 33b, et plus particulièrement leurs portions de divergent, ont une forme tronquée. D’autres variantes sont possibles comme une tuyère ayant seulement deux cols par exemple. D’une manière générale, les études internes menées par les inventeurs ont montré que la dimension axiale de la tuyère avec tuyères élémentaires partiellement fusionnées varie en 1/n0,5où n est le nombre de cols mis en œuvre, donc diminue plus le nombre de col est élevé.The example of FIGS. 1 and 2 comprises three elementary nozzles, the invention is nevertheless not limited to a particular number of elementary nozzles. Thus, FIG. 5 illustrates the case of an arrangement different from that of FIGS. 1 and 2 in which the propellant nozzle 21 comprises a central nozzle 33a around which are present six side nozzles 33b. In a manner similar to what has been described in connection with FIGS. 1 and 2, the elementary nozzles 33a and 33b are joined together, partially merged and open into a common divergent. Due to this partial fusion, the elementary nozzles 33a and 33b, and more particularly their divergent portions, have a truncated shape. Other variants are possible, such as a nozzle having only two necks, for example. In general, the internal studies carried out by the inventors have shown that the axial dimension of the nozzle with partially fused elementary nozzles varies in 1/n 0.5 where n is the number of necks implemented, therefore the more the number of cols is high.
La figure 6 illustre une autre variante dans laquelle les tuyères élémentaires 43 sont inclinées les unes par rapport aux autres et réparties le long d’une nappe N non plane transverse à la direction axiale A et en forme de voûte. Dans ce cas, les axes des tuyères élémentaires 43 ne sont pas parallèles entre eux. Les tuyères élémentaires 43 se réunissent ensuite dans un divergent commun non représenté.FIG. 6 illustrates another variant in which the elementary nozzles 43 are inclined with respect to each other and distributed along a non-planar sheet N transverse to the axial direction A and in the shape of an arch. In this case, the axes of the elementary nozzles 43 are not mutually parallel. The elementary nozzles 43 then meet in a common divergent not shown.
Claims (11)
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| FR2007127A FR3112170B1 (en) | 2020-07-06 | 2020-07-06 | Reduced-size propellant nozzle with several flow sections |
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|---|---|---|---|
| FR2007127 | 2020-07-06 | ||
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|---|---|
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ID=73497860
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Citations (5)
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| US3245620A (en) * | 1961-12-13 | 1966-04-12 | Gen Motors Corp | Missile steering control |
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| US5343698A (en) * | 1993-04-28 | 1994-09-06 | United Technologies Corporation | Hexagonal cluster nozzle for a rocket engine |
-
2020
- 2020-07-06 FR FR2007127A patent/FR3112170B1/en active Active
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3112170B1 (en) | 2022-10-28 |
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