FR2605053A1 - Aeronef a combustibles multiples, et son systeme de propulsion - Google Patents

Abstract

LE SYSTEME DE PROPULSION COMPREND UNE ENVELOPPE DE FUSEE 8 AYANT UNE CHAMBRE DE COMBUSTION GARNIE 64 ET UN COL DE TUYERE GARNI 62, UN CANAL DE COMBUSTIBLE 56 ENTOURANT LES DEUX GARNITURES QUI FORMENT SA PAROI INTERIEURE; UNE MULTITUDE D'AILETTES DANS LE CANAL POUR DIRIGER LE COMBUSTIBLE CIRCONFERENTIELLEMENT. LETEMPS DE SEJOUR DU COMBUSTIBLE DANS LE CANAL EST PROLONGE AFIN D'AUGMENTER LA QUANTITE DE CHALEUR QUI LUI EST TRANSFEREE. APPLICATION AUX MOTEURS-FUSEES, STATOREACTEURS, ETC.

Description

La présente invention concerne un système et un

procédé de propulsion pour aéronefs et, plus particulière-

ment, un système et un procédé de propulsion pour un avion

équipé de moteurs-fusées, de statoréacteurs ou de stato-

réacteurs à combustion supersonique. De l'hydrogène liquide, un hydrocarbure liquide et de l'oxygène liquide sont stockés et utilisés d'une façon systématique pour répondre aux conditions correspondant à une poussée de propulsion élevée, à un faible poids du véhicule et a une faible traînée du véhicule dans une réalisation d'aéronef et de système de

propulsion relativement simples.

On peut considérer le vol jusqu'à une orbite en une seule étape dans le domaine des hautes accélérations comme la combinaison d'une poussée nette disponible élevée,

d'un faible poids du véhicule et d'une faible traînée aéro-

dynamique. Le poids des combustibles diminue alors que le

vol progresse et avec une poussée nette positive, le véhi-

cule atteindra la vitesse d'insertion orbitale à des alti-

tudes orbitales dans la mesure o il reste des réserves en

combustibles. Par conséquent, un facteur clé dans la propul-

sion d'un aéronef est la quantité de combustible par rapport aux dimensions du véhicule. Un second facteur clé dans un vol en une étape jusqu'à la mise en orbite est un poids fixe

de faible valeur pour le véhicule et le système de propul-

-2- sion car la poussée doit tenir compte de ce poids pendant toute l'ascension jusqu'à la mise en orbite. Un troisième facteur dans ce type de vol est la forme du véhicule qui

doit atteindre une relation favorable entre pouvoir ascen-

sionnel et traînée. Le facteur clé final est une poussée élevée de la part du système de propulsion, c'est-à-dire des moteurs-fusées du véhicule. Compte tenu de ce qui précède, on peut voir facilement qu'il est souhaitable d'augmenter la

quantité du combustible par rapport aux dimensions du véhi-

cule, de réduire le poids fixe du véhicule et du système de propulsion, d'o la diminution de la poussée nécessaire à la propulsion du véhicule et du système de propulsion jusqu'à l'orbite, d'augmenter la forme aérodynamique de l'avion, et d'accroître la poussée pouvant être obtenue avec le système

de propulsion.

On connait dans la technique un grand nombre de systèmes liquides de propulsion, dont les systèmes liquides de propulsion à combustibles multiples. Cependant, il est difficile de stocker les combustibles dans le véhicule pour obtenir une utilisation maximum de l'espace de stockage dans ce véhicule tout en réduisant le poids des réservoirs et en conférant au véhicule une traîné aérodynamique de faible valeur. De manière à atteindre les objectifs précédents pour les systèmes de propulsion à combustibles liquides, il s'est généralement avéré nécessaire de prévoir des réservoirs de

stockage du type sous vide dans les véhicules pour le sto-

ckage des combustibles liquides. Les récipients et systèmes

de stockage sous vide sont difficiles à entretenir et aug-

mentent sensiblement le poids du véhicule. Par conséquent, il est souhaitable d'éviter la présence des réservoirs de stockage du type sous vide et autres systèmes volumineux

pour le stockage des combustibles liquides à bord des aéro-

nefs. On a largement utilisé comme combustible dans les

systèmes de propulsion d'aéronefs des mélanges hydrocar-

-3- bure-oxygène liquide. On sait que de tels combustibles à base d'hydrocarbure brûlent dans les chambres de combustion

à des températures dépassant 2700 C et produisent une pous-

sée élevée. Cependant, les systèmes de propulsion pour les aéronefs plus récents nécessitent une poussée supérieure à

celle qu'on obtient le plus souvent avec les mélanges hydro-

carbure-oxygène liquide et, en général, on a mis au point

des combustibles plus complexes dans des systèmes de propul-

sion plus compliqués pour fournir la poussée plus élevée. On ne peut utiliser la plupart de ces combustibles complexes dans les systèmes de propulsion classiques pour diverses

raisons, entre autres, à cause des températures de combus-

tion extrêmement élevées, et, il y a lieu de mettre au point des systèmes de propulsion et des systèmes de stockage

complexes pour tenir compte de la combustion de tels combus-

tibles. Les systèmes de propulsion complexes qui permettent

de surmonter les difficultés précédentes, contribuent sensi-

blement au poids du véhicule. Compte tenu des paramètres précédents, il serait avantageux d'utiliser les systèmes de

propulsion moins complexes à base de mélanges hydrocar-

bure-oxygène liquide pour éviter les inconvénients venant

d'être exposés.

On sait que certaines substances chimiques, telles que les hydrocarbures à masse moléculaire élevée, réagissent endothermiquement pour donner des produits de réaction qu'on peut utiliser comme combustible. On a développé dans l'art

antérieur des systèmes qui convertissent certaines subs-

tances chimiques par réactions endothermiques en combus-

tibles qu'on peut brûler dans une chambre de combustion.

Cependant, la plupart des systèmes de l'art antérieur sont désavantageux car la processus de la réaction endothermique donne certains produits qui peuvent s'accumuler en quantité considérable dans la chambre de combustion. Par conséquent, il est souhaitable de fournir un système de combustion qui utilise des hydrocarbures simples, tels que l'éthylène, - 4 - l'éthane, le propylène et le propane, pour constituer la substance chimique qui réagit endothermiquement afin de ne donner avant tout que des produits de réaction pouvant être utilisés comme combustibles perfectionnés dans les systèmes de propulsion des aéronefs. Dans les systèmes de propulsion de l'art antérieur qui utilisent des combustibles produisant des températures élevées dans le système de propulsion, par exemple dans la chambre de combustion, il s'est avéré difficile de trouver des matériaux pouvant supporter les hautes températures, c'est-à- dire de 2700 et plus. On a proposé de nombreux types de garnitures pour les chambres de combustion et les cols de tuyère des enveloppes de fusée-; cependant, ils sont complexes et coûteux et ont une durée de vie limitée ou bien nécessitent des quantités excessives de réfrigérant qu'on doit mettre en circulation pour éviter l'affaiblissement des structures et/ou la fusion du matériau de la garniture. Par conséquent, il est souhaitable de prévoir des conceptions améliorées de la chambre de combustion et du col de tuyère et des matériaux dans les systèmes de propulsion qui évitent

les inconvénients précédents.

En conséquence, la présente invention a pour objet

principale un aéronef et un système de propulsion perfec-

tionnés du type utilisant des combustibles multiples.

La présente invention a pour objet un système et un procédé de propulsion utilisant un choix de combustibles de façon systématique pour obtenir un vol en une étape

jusqu'à l'orbite tout en prenant en considération les con-

ditions de réalisation de l'aéronef et du système de propul-

sion.

La présente invention a encore pour objet un système et un procédé de stockage de combustible pour le stockage de combustibles multiples dans un récipient simple, léger, et offrant des réserves maximum du combustible dans

un aéronef de dimensions et de poids minimums.

-5-

La présente invention a pour autre objet un dispo-

sitif et un procédé de stockage de combustible qui offrent des réserves maximum de combustible tout en conférant une forme optimum à l'aéronef en termes de pouvoir ascensionnel et de traînée. La présente invention a encore pour objet un système et un procédé de propulsion utilisant des garnitures de chambre de combustion et des garnitures de col de tuyère pour la rétention des hautes pressions de combustion et qui

puissent supporter les hautes températures de combustion.

La présente invention a pour autre objet un sys-

tème et un procédé de propulsion utilisant un mélange d'hy-

drocarbure et d'hydrogène avec un oxydant à base d'oxygène liquide pour de hautes températures de combustion a partir

de combustibles de faible masse moléculaire.

La présente invention a encore pour objet un système et un procédé de propulsion pour le refroidissement d'une garniture de la chambre de combustion et du col de

tuyère d'un moteur-fusée.

La présente invention a aussi pour objet un sys-

tème et un procédé perfectionnés de propulsion dans lesquels la garniture de la chambre de combustion et la garniture du col de la tuyère d'un moteur-fusée sont refroidis par la

décomposition endothermique du combustible.

La présente invention a encore pour objet une chambre de combustion et un col de tuyère de conception perfectionnée qui permet d'augmenter le transfert de chaleur et le temps de séjour pour le refroidissement endothermique de la garniture de la chambre de combustion et de celle du

col de la tuyère.

La présente invention a aussi pour objet un sys-

tème perfectionné d'injection de combustible et un système

perfectionné d'injection d'oxygène pour procéder à l'éjec-

tion du combustible et de l'oxygène liquide dans la chambre

de combustion d'un système de propulsion.

- 6 - On atteint ces objets ainsi que d'autres objets

dans la présente invention en choisissant une classe spéci-

fique de combustibles qu'on utilise en conjonction avec un système de propulsion perfectionné et une conception amas liorée de l'aéronef.

Le système perfectionné de propulsion de la pré-

sente invention utilise un hydrocarbure comme combustible et emploie une enveloppe de fusée ayant une garniture de chambre de combustion et une col de tuyère; un canal pour l'hydrocarbure contigu, en les entourant, à la garniture de la chambre de combustion et à la garniture du col de la tuyère; un moyen pour fournir un courant de combustible au canal; un moyen pour fournir un flux de chaleur élevé à la garniture de la chambre de combustion et à la garniture du col de la tuyère provenant de la combustion dans l'enveloppe

de la fusée, d'o il résulte que la température des garni-

tures dépasse leurs limites thermiques; et un moyen pour refroidir la garniture de la chambre de combustion et la garniture du col de la tuyère par pyrolyse endothermique de l'hydrocarbure dans le canal. Dans l'un des aspects de la

présente invention, la pyrolyse endothermique de l'hydrocar-

bure dans le canal s'effectue en présence d'hydrogène, et l'hydrogène du combustible accélère la vitesse de pyrolyse

endothermique. Dans un autre aspect de la présente inven-

tion, la pyrolyse endothermique de l'hydrocarbure s'effectue dans le canal en presence d'un moyen de catalyseur qui

accélère la vitesse de cette pyrolyse. La pyrolyse endother-

mique de la classe des hydrocarbures utilisés dans la pré-

sente invention, en présence d'hydrogène et/ou d'un cataly-

seur, donne un produit combustible ayant des vitesses de combustion plus élevées, un produit combustible ayant des températures de combustion plus hautes et/ou un produit

combustible présentant une masse moléculaire plus faible.

L'aéronef de la présente invention comporte un système de propulsion qui utilise un système de combustible -7- double, dans lequel au moins un des combustible est un combustible cryogénique, un réservoir intérieur qui n'est pas sous vide contient le combustible cryogénique, et un réservoir extérieur, qui n'est pas sous vide et entoure le reservoir intérieur, contient un second combustible, ce second combustible ayant un bas point de congélation et un

point élevé d'ébullition, qui agit en isolant pour le com-

bustible cryogénique que renferme le réservoir intérieur. Le second combustible présent dans le réservoir extérieur peut être également un combustible cryogénique. Le réservoir de combustible ou système de récipient comporte un réservoir ou récipient intérieur cylindrique, pressurisé, pour renfermer ou stocker le combustible cryogénique liquide, par exemple

de l'hydrogène, et comprend une paroi isolée rigide. Entou-

rant le réservoir intérieur pour renfermer et stocker le combustible cryogénique liquide, un réservoir extérieur contient le second combustible qui est généralement un hydrocarbure liquide et/ou gazeux. En entourant le réservoir intérieur, contenant par exemple de l'hydrogène liquide, avec un hydrocarbure liquide et/ou gazeux pré-refroidi, on évite une ébullition excessive de l'hydrogène liquide aux hautes altitudes. La couche d'hydrocarbure liquide et/ou gazeux isole l'hydrogène liquide, ce qui permet d'éviter les reci- pients cryogéniques sous vide classiques assurant l'isole- ment. La paroi de réservoir extérieur qui contient

l'hydro- carbure constitue le revêtement de l'aéronef.

Ainsi, la paroi extérieure du réservoir extérieur épouse la forme aérodynamique de l'aéronef. L'hydrocarbure pré-refroidi est sensiblement non-pressurisé et remplit par conséquent la totalité de l'espace séparant le réservoir d'hydrogène liquide et le revêtement de l'aéronef. Cette conception et ce procédé de stockage du combustible dans l'aéronef permettent de lui conférer une forme se traduisant par un pouvoir ascensionnel et une traînée

optimum sans réduction des réserves de combustible.

-8- Des moyens de stockage pour un oxydant liquide

sont prévus, et des moyens classiques utilisés pour main-

tenir l'oxydant liquide à l'état sous-refroidi afin de réduire l'ébullition. Le moyen de stockage de l'oxydant liquide peut présenter n'importe quel forme appropriée afin de remplir un ou plusieurs récipients non pressurisés qui épousent la forme de l'aéronef et du système perfectionné et

stockage du combustible de la présente invention.

On prévoit également, selon la présente invention,

un système de propulsion ayant une enveloppe de fusée con-

tenant une chambre de combustion, des injecteurs de combus-

tible, un col de tuyère et une tuyère; un canal pour com-

bustible dans lequel le combustible est soumis à une pyro-

lyse endothermique, ce canal étant contigu, en les entou-

rant, à la chambre de combustion et au col de la tuyère; et un moyen pour fournir un courant de combustible dans le canal, o le perfectionnement comprend une paroi intérieure en fibres tissées de carbure de silicium qui constitue une garniture de la chambre de combustion et une garniture du col de la tuyère et une paroi extérieure en fibres tissées de carbure de silicium espacée de la paroi intérieure pour former ledit canal pour combustible. Les fibres de carbure de silicium sont tissées, de préférence en continu, et conduisent la chaleur entre la chambre de combustion et le

col de la tuyère jusqu'au canal de combustible, d'o l'ap-

port de chaleur pour la pyrolyse endothermique du combus-

tible. Dans les modes de réalisation préférés, la paroi intérieure en fibres tissées de carbure de silicium présente une certaine porosité pour la maîtrise sélective de la diffusion de l'hydrogène entre le canal, par l'intermédiaire de la paroi, et la chambre de combustion et le col de la tuyère. Ce perfectionnement du système de propulsion, c'est-à-dire dans des moteurs-fusées dans lesquels la chambre de combustion est constituée de fibres de carbure de silicium enroulées en continu, permet aux moteursfusées de -9-

fonctionner à des températures très élevées avec des combus-

tibles ayant une faible masse moléculaire, c'est-à-dire, par exemple, avec des combustibles tels que les hydrocarbures de faible masse moléculaire et l'hydrogène en présence de l'oxydant, à savoir l'oxygène. Les produits de combustion de ces combustibles ont une masse moléculaire relativement basse. Tels qu'ils sont utilisés ici, les hydrocarbures à

faible masse moléculaire sont insaturés ou sont des hydro-

carbures saturés ayant moins de 4 atomes de carbone.

L'hydrogène provenant de l'hydrogène liquide dans le mélange d'hydrocarbure en plus de l'hydrogène dû à la décomposition endothermique de l'hydrocarbure présentant le canal de combustible favorise la formation d'une grande fraction de vapeur d'eau de masse moléculaire relativement basse dans les produits de la combustion. Il est tenu compte de la haute température de combustion dans la chambre de combustion et de la haute température dans le col de la tuyère par l'utilisation combinée des fibres de carbure de silicium enroulées en continu et du refroidissement par film fluide dû à l'hydrogène présent dans le canal dans lequel l'hydrogène diffuse entre le canal, par l'intermédiaire de la garniture de la chambre de combustion et de la garniture du col de la tuyère, et la chambre de combustion et la chambre du col de la tuyère, respectivement. Le résultat net est une température de combustion et un rapport des masses moléculaires qui provoquent une haute vitesse sonique dans

le col de la tuyère du moteur-fusée, et après détente super-

sonique, une vitesse élevée à l'échappement du moteur-fusée.

Selon la présente invention, la construction en fibres de carbure de silicium enroulées de la garniture de la chambre de combustion et de la garniture du col de la tuyère confère une résistance périphérique élevée, et les

couches de fibres assurent un refroidissement par transpi-

ration grâce a la porosité contrôlée des fibres, ce qui

permet la migration ou diffusion sous pression de l'hydro-

- 10 -

gène, et non de l'hydrocarbure, jusque dans la chambre de combustion et la chambre du col de la tuyère en passant par leurs parois. Ainsi, on obtient un refroidissement par film fluide du côté chaud de la paroi alors que simultanément l'addition hydrogène diminue la masse moléculaire du gaz d'échappement, d'o une vitesse plus élevée au col. De plus, la pellicule d'hydrogène sur le côté chambre de combustion et col de tuyère de la garniture de la chambre et de la garniture du col réduit le frottement du fluide sur la paroi

du col de la tuyère.

Dans un autre aspect de la présente invention, le système de propulsion comprend une enveloppe de fusée ayant une chambre de combustion avec une garniture et une chambre

du col de tuyère avec une garniture; un canal pour combus-

tible contigu, en les entourant, à la garniture de la chambre de combustion et à la garniture du col de la tuyère

qui forment la paroi intérieure du canal, la paroi exté-

rieure de ce canal étant espacée de la paroi intérieure pour

former le canal; un moyen pour fournir un courant de com-

bustible au canal; et une multitude d'ailettes directrices de débit qui sont disposées dans le canal pour y diriger le

combustible de façon circonférentielle. Ainsi, le combus-

tible parcourt un trajet plus long dans le canal, ce qui en augmente le temps de séjour et facilite le transfert de chaleur au combustible présent dans le canal. Grâce à la multitude d'ailettes, il y a donc un temps de séjour plus

long dans le canal de combustible, et cela permet un trans-

fert de chaleur plus élevé et un temps plus grand pour la pyrolyse endothermique ou la décomposition de l'hydrocarbure

servant de combustible.

Dans un autre perfectionnement, une multitude de trous d'injection de combustible ménagés dans la garniture de la chambre de combustion injectent du combustible dans cette chambre dans une direction qui favorise le mouvement circonférentiel du combustible dans la chambre. Un oxydant

- il -

est également introduit par l'intermédiaire de trous d'in-

jection dirigés vers le centre de la chambre de combustion de façon à injecter l'oxydant dans la chambre dans une direction qui favorise le mouvement circonférentiel de cet oxydant. De cette manière, le combustible et l'oxydant sont mélangés dans la chambre avant leur combustion et au cours

de celle-ci.

Grâce à la présente invention, l'hydrocarbure

servant de combustible est utilisé pour engendrer des pro-

duits ayant au moins l'une des propriétés suivantes: (1)

vitesse de combustion plus élevée, (2) température de com-

bustion plus haute et (3) masse moléculaire plus faible

avant la combustion dans la chambre. Par exemple, l'acéthy-

lène est un produit combustible préféré qui présente une

vitesse de combustion plus grande, une température de com-

bustion plus élevée et une masse moléculaire plus faible que l'hydrocarbure à partir duquel il est produit. Dans un mode de réalisation de la présente invention, l'éthylène est transformé thermiquement en acéthylène et hydrogène en utilisant l'hydrogène dans le canal de combustible comme catalyseur et/ou en employant un catalyseur supplémentaire,

alors que l'hydrogène en excès provenant du mélange combus-

tible agit aussi pour tamponner et éviter la polymérisation du carbone qui se traduit par du coke ou dans certains cas

par la détonation de l'acétylène.

Grâce à la présente invention, il est possible

d'accentuer la consommation d'oxygène liquide, d'hydrocar-

bure liquide et/ou gazeux et d'hydrogène liquide, dans cet

ordre. Cela est important car pour toute vitesse d'échappe-

ment d'une fusée, la poussée est obtenue par addition de la

masse des combustibles de manière a augmenter le moment.

L'oxygène liquide, suivi par l'hydrocarbure liquide, a une haute densité à l'état liquide, et par conséquent, une fraction élevée de combustible par rapport aux dimensions de

l'aéronef et du poids fixe de ce dernier.

- 12 -

On peut utiliser les systèmes et procédés. de propulsion de la présente invention dans n'importe quel aéronef, dont le ou les moteurs utilisent une enveloppe de

fusée; par exemple, les systèmes et procédés de propulsior-

de la présente invention peuvent constituer une partie d'un moteur-fusée, une partie d'un statoréacteur ou une partie

d'un statoréacteur à combustion supersonique.

La description qui va suivre se réfère aux figures

annexées qui représentent respectivement: figure 1, une illustration isomètrique, en partie en crevé, d'un aéronef entraîné par fusée qui illustre les récipients de combustible de la présente invention; figure 2, une vue en coupe prise le long des lignes 2-2 de la figure 1, illustrant les réservoirs de combustible et d'oxydant de l'aéronef;

figure 3, une vue en coupe d'un segment des réser-

voirs de combustible, illustrant la construction de leurs parois; figure 4, une vue en coupe de la partie supérieure d'un moteur-fusée et illustrant le canal de combustible, la garniture du col de tuyère, la garniture de la chambre de

combustion et l'injecteur d'oxydant selon la présente inven-

tion; figure 5, une vue en coupe du moteur-fusée prise le long des lignes 5-5 de la figure 4, et illustrant en

outre le courant de combustible dans le canal et les ai-

lettes de contrôle de débit de la présente invention; figure 6, une vue en coupe de la garniture de la

chambre de combustion de la présente invention.

La figure 1 représente un aéronef typique 10 comportant une carlingue et/ou une charge 24 dans sa section antérieure, trois moteurs 8 et une section postérieure 22

dans la partie arrière de l'aéronef et le système perfec-

tionné de stockage de combustible de la présente invention, lequel comporte un réservoir 4 d'hydrogène liquide entouré

- 13 -

par un réservoir 20 d'hydrocarbure ainsi que par des réser-

voirs 6 d'oxydant liquide situés au milieu de la section postérieure de l'aéronef. On peut utiliser les systèmes et procédés perfectionnés de propulsion de la présent invention dans n'importe quelle réalisation d'aéronefs. En liaison avec les figures 1 et 2, l'hydrogène liquide et/ou pâteux est contenu et pressurisé dans le

réservoir 4 de l'aéronef entraîné par fusée ou avion 10.

L'hydrogène pâteux est une combinaison d'hydrogène liquide

et d'hydrogène solide. Le réservoir d'hydrocarbure 20 en-

toure le réservoir 4. Tel qu'il est utilisé ici, le réser-

voir 4 est un réservoir intérieur, non soumis au vide, qui contient un combustible cryogénique, tel que l'hydrogène, nécessitant normalement une chambre ou récipient d'isolement

sous vide, et le réservoir d'hydrocarbure 20 est un réser-

voir extérieur, non soumis au vide, qui entoure le réservoir intérieur pour renfermer un second combustible, par exemple un combustible ayant un faible point de congélation et un

point élevé d'ébullition qui agit en isolant pour le combus-

tible cryogénique que renferme le réservoir intérieur 4.

A titre d'exemple de combustibles ayant un faible point de congélation, on peut citer ceux présentant un point

de congélation compris entre environ - 190 C et environ -

C et un point d'ébullition élevé, par exemple entre environ -120'C et environ -37 C. Les hydrocarbures, qu'ils soient à l'état liquide ou à l'état gazeux, et dont les points de congélation et d'ébullition tombent dans les

plages précédentes, fournissent la barrière thermique néces-

saire pour éviter l'ébullition de l'hydrogène. L'isolement de la paroi qui sépare le réservoir 4 d'hydrogène liquide et le réservoir 20 d'hydrocarbure est suffisant pour empêcher la congélation de l'hydrocarbure par l'hydrogène liquide pendant la durée normale d'un vol. A une pression absolue dans le réservoir de 0,14MPa, l'hydrogène liquide a une température de -250 C absorbe 5,3 kJ par 450g, l'hydrogène

- 14 -

pâteux à une température de -260 C absorbe 26 kJ par 450 g avant que l'ebullition se produise. En plus d'un bas point

de congélation, l'hydrocarbure doit avoir un point d'ébul-

lition élevé (faible pression de vapeur) afin de ne néces-

siter aucune pressurisation aux hautes altitudes. Selon la présente invention, la pressurisation à moins d'environ

0,014 MPa absolus (pression supérieure a la pression am-

biante) est acceptable. La faible pression de vapeur de l'hydrocarbure permet au réservoir d'hydrocarbure 20 d'avoir la forme désirée. Par conséquent, le réservoir 20 peut être façonné de manière à fournir à l'aéronef 10 une traînée aérodynamique réduite et un échauffement plus faible par

frottement dans l'atmosphère.

Les hydrocarbure qu'on a utilisés en conformité avec les paramètres précédents pour fournir l'isolement nécessaire à l'hydrogène liquide comprennent l'éthylène, l'éthane, le propylène, le propane et leurs mélanges. Comme

ces combustibles sont également des combustibles cryogé-

niques, le combustible du réservoir extérieur 20 peut être également un combustible cryogénique. Le tableau suivante donne des exemples d'hydrocarbures typiques qu'on peut

utiliser dans le réservoir 20 selon la présente invention.

TABLEAU

HYDROCARBURES

Point Point de Densité à l'état d'ébullition congélation liquide a -140oC ( C) ( C) g/cm3) Ethylene -104 C -169 C 0,61 C2H4 Ethane - 930C -1720C 0, 61

C2H6 Propylène -48 C -185 C 0,64 C3H6 Propane -40 C -190 C 0,62 C3H8

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Les combustibles indiqués dans le tableau précé-

dent peuvent être sous-refroidis le cas échéant, afin de réduire leur pression de vapeur et éviter l'ébullition aux hautes altitudes. Par exemple, les combustibles du tableau peuvent être sous-refroidis à -140 C. La densité à l'état liquide à la température de -140 C est indiquée pour chacun

des hydrocarbures du tableau.

Le réservoir intérieur 4 qui contient l'hydrogène liquide est généralement cylindrique comme cela est illustré en figures 1 et 2. Dans les modes de réalisation préférés,

le réservoir 4 est un cylindre allongé qui s'étend pratique-

ment entre la carlingue et la section de charge 24 sur toute la longueur de l'aéronef jusqu'à la section comportant la fusée. Par exemple, le réservoir 4 est situé au centre de l'aéronef comme cela est représenté en figure 2 et s'étend

approximativement entre la ligne 26 et la ligne 28 de l'aé-

ronef comme cela est illustré en figure 1. Une conduite 16 d'hydrogène liquide est connectée à une pompe classique 18

pour fournir l'hydrogène liquide aux conduites et collec-

teurs appropriés afin de le distribuer aux conduites et

canaux des systèmes de propulsion de la présente invention.

Bien qu'on ait représenté en figure 1 une seule conduite d'hydrogène liquide et une seule pompe, l'homme du métier saura prévoir une multitude de conduites et de pompes de combustible, ainsi que l'équipement auxiliaire et les

commandes en permettant la distribution.

Le réservoir d'hydrogène liquide 4 peut être

constitué de n'importe quel matériau isolant, dont l'épais-

seur empachera de provoquer la congélation par l'hydrogène liquide de l'hydrocarbure que contient le réservoir 20 pendant la durée du vol. Comme représenté en figure 3, une

construction légère typique de la paroi du réservoir d'hy-

drogène liquide comprend des parois 38 en graphite-résine époxy, de préférence en fibres armées, par exemple, de

fibres de graphite, qui sont séparées par un matériau iso-

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lant 40. Par exemple, le matériau isolant peut être consti-

tué d'environ 2,5 cm de mousse de polyuréthanne liquide injectée dans les parois 38 et durci entre celles-ci pour former l'isolant 40 en polyuréthanne. D'autres matériaux isolants typique pouvant supporter les basses températures comprennent, par exemple, la silice tassée. Le matériau isolant 40 empêche la congélation de l'hydrocarbure liquide

dans le réservoir 20 par l'hydrogène liquide du réservoir 4.

* La surface intérieure du réservoir 4 est de préférence revêtue d'un matériau empêchant la diffusion de l'hydrogène

à travers les parois 38. Par exemple, un clinquant métal-

lique en alliage nickel-fer contenant entre environ 40 % et environ 50% de nickel et ayant un faible coefficient de dilatation thermique convient pour le revêtement 42 de la paroi intérieure 38 du réservoir 4. Un clinquant pouvant

être utilisé a cet effet est vendu sous la marque Invar.

Selon la présente invention, la paroi extérieure du réservoir extérieur, c'est-à-dire la paroi extérieure du réservoir 20 est le revêtement 30 de l'aéronef 10. Ainsi, la

paroi extérieure du réservoir 20 épouse la forme aérodyna-

mique de l'aéronef 10. Le revêtement 30 de l'aéronef 10 a de préférence une épaisseur d'environ 2,5 cm. Des matériaux typiques pour le revêtement sont bien connus dans l'art. Par exemple, des matériaux pour hautes températures (environ

870 C) tels que l'aluminite de titane ou certains super-al-

liages à base de nickel, tels que le Rene 4, peuvent être utilisés pour constituer le revêtement du véhicule. Le revêtement extérieur 30 est lié au matériau isolant 36 résistants aux hautes températures, tels que l'isolant thermique ayant pour appellation commerciale Min-K armé d'un milieu fibreux et de matières particulaires très fines résistant à la chaleur et ayant une structure micro-poreuse avec une conductivité thermique très faible et une basse

diffusivité thermique. On peut également utiliser, en va-

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riante, de la silice tassée, par exemple de la silice tassée

contenant un milieu fibreux et une très fine matière parti-

culaire résistant à la chaleur ayant une structure micro-

poreuse avec une faible conductivité thermique et une basse diffusivité thermique pour constituer le matériau d'isolant

36. La surface intérieure de la paroi extérieure du réser-

voir 20 est également recouverte d'un matériau approprié pour réduire les rayonnements. Par exemple, on peut utiliser un alliage fer-nickel contenant entre environ 40% et environ 50% de nickel sous la forme d'un clinquant pour constituer la barrière 34 contre les rayonnements et le revêtement 34 de la paroi du réservoir 20. Le clinquant 34 laminé avec un

isolant haute température 36 réduit également les rayonne-

ments. Le clinquant métallique 34 sert également à réduire

les gradients de dilatation thermique dans le réservoir.

Afin d'éviter la congélation de l'humidité sur le revêtement extérieur 30 de l'aéronef 10, on utilise un gaz de purge dans les espaces 32 de la structure 31 de la grille. Par exemple, on peut acheminer de l'azote gazeux chaud comme gaz de purge dans les espaces 32 de la grille 31

afin de réchauffer le revêtement extérieur 30.

Selon la présente invention, on prévoit un procédé de stockage de combustibles dans un aéronef comportant un système de propulsion qui utilise un système de combustible double dans lequel l'un des combustibles est un combustible cryogénique qui nécessite normalement un isolant cryogénique

sous vide, comprenant le placement du combustible cryogé-

nique nécessitant normalement un récipient cryogénique sous vide dans un réservoir intérieur, non soumis au vide, et la mise en place d'un second combustible ayant un bas point de congélation et un point d'ébullition élevé dans la zone entourant le réservoir intérieur, d'o il résulte que le

second combustible joue le rôle d'isolant pour le combus-

tible cryogénique que contient le réservoir intérieur.

En figure 1, une conduite 17 est connectée à une

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pompe 15 d'hydrocarbure afin de le fournir aux conduites et collecteurs appropriés selon la présente invention. Une conduite 12 fournit l'oxygène liquide aux conduites et collecteurs appropriés au moyen d'une pompe 14. Tout système classique de fourniture de combustible, comprenant des

conduites de combustible, ainsi que des commandes et l'équi-

pement auxiliaire (non représentés) peuvent être utilisés pour fournir les combustibles et l'oxydant aux systèmes de

propulsion de la présente invention.

En figure 4, on a représenté une vue en coupe d'une enveloppe de fusée typique 8, construite de manière a utiliser la classe spécifique de combustibles selon la présente invention. On peut utiliser l'enveloppe 8 comme partie d'un moteur-fusée, partie d'un statoréacteur ou partie d'un statoréacteur à combustion supersonique. Un

mélange d'hydrogène et d'hydrocarbure fourni par les réser-

voirs 4 et 20, respectivement, de la figure 1, par l'inter-

médiaire de leurs conduites et pompes respectives est ache-

miné jusqu'à un collecteur 50. Le collecteur 50 est de préférence disposé circonférentiellement autour de la tuyère du moteur fusée 8 et communique avec une cavité ou canal 56 de combustible entre une paroi 54 et une paroi 52. Les parois 54 et 52 forment le col 62 de la tuyère et la chambre

de combustion 64 de l'enveloppe 8. Le canal 56 de combus-

tible qui est alimenté en combustible par le collecteur 50, et dans lequel le combustible circule dans le sens des

flèches 58, est contigu, en l'entourant, à la chambre repré-

sentée dans ses grandes lignes par la zone 64 en figure 4 et au col de la tuyère représenté dans ses grandes lignes par la zone 62 dans cette figure. Dans des modes de réalisation préférés, le canal 56 entoure la totalité de l'enveloppe de la fusée de sorte que le carburant est fourni à la chambre de combustion a partir de la totalité de la périphérie de cette enveloppe. Le canal de combustible peut avoir toute dimension qui permet une fourniture adéquate de combustible

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a la chambre de combustion, cette dimension pouvant être

facilement déterminée par le technicien.

Selon la présente invention, la paroi de combus-

tible ou la paroi extérieure 54 et la paroi intérieure 52, définie également comme garniture 52 de la paroi de la tuyère, garniture 52 du col de la tuyère et garniture 52 de

chambre de combustion, selon son emplacement dans l'enve-

loppe 8, sont réalisées en fibres de carbure de silicium.

Les fibres ou filaments de carbure de silicium sont tissés et dans le cas de la paroi intérieure 52 acheminent par conduction la chaleur de la chambre de combustion 64 et du

col 62 au canal 56 du combustible, et par conséquent four-

nissent de la chaleur pour la pyrolyse endothermique du carburant dans la canal 56. On connait bien dans l'art les

fibres de carbure de silicium à haute température, les-

quelles sont enroulées principalement dans une direction circonférentielle de manière à former la rétention haute pression pour le moteur fusée. Les fibres de carbure de silicium peuvent fonctionner, sans refroidissement, jusqu'à

une température d'environ 1200 C.

Dans les modes de réalisation préférés de la présente invention, la paroi intérieure 52, à savoir la garniture du col de la tuyère et la garniture de la chambre de combustion, est en fibres tissées de carbure de silicium ayant une porosité qui permet de maîtriser sélectivement la diffusion de l'hydrogène entre le canal 56 et la chambre de combustion 64 et le col 62, par l'intermédiaire de cette paroi. La paroi extérieure 54 du canal 56 est en fibres tissées de carbure de silicium haute température et est non poreuse de sorte que l'hydrogène ne diffusera pas à travers

cette paroi. La paroi 52 est poreuse de sorte que l'hydro-

gène présent dans le canal 56 sous haute pression, par exemple à une pression d'environ 280 MPa absolus, peut traverser la paroi 52, ou diffuser a travers cette paroi, jusqu'au col de la tuyère et la chambre de combustion dont

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la pression est inférieure a celle du combustible dans le canal, se trouvant par exemple à une pression d'environ 210 MPa absolus. Cette diffusion de l'hydrogène dans la paroi 52 pour entrer dans les chambres internes de l'enveloppe 8 fournit un refroidissement par film fluide, comme cela est

représenté par la flèche 90 et la couche 92 en figure 6.

Comme cela est illustré en figure 6, laquelle est une partie à grande échelle de la garniture 52 de la chambre de combustion, l'hydrogène gazeux 90 traverse la garniture de la chambre de combustion ou la garniture du col de la tuyère pour entrer dans la chambre de combustion ou la chambre du col, diffusant à travers la paroi poreuse 52 en fibres de carbure de silicium enroulées en continu pour former une pellicule 92 d'hydrogène sur le côté de la paroi

en regard de la chambre et du col. La diffusion de l'hydro-

gène dans la paroi assure le refroidissement par transpi-

ration par suite de la migration de l'hydrogène sous pres-

sion dans la paroi comme on l'a décrit ci-dessus, et est permise par la porosité de la paroi. C'est cet effet qui contribue au maintien de la température de la garniture 52

de la chambre et du col à une valeur inférieure à la tem-

pérature de décomposition des filaments en carbure de silicium, par exemple au maintien de la température de la paroi à une valeur inférieure a la plage comprise entre

environ 980 et 1200 C.

Dans la fabrication de la garniture de la chambre de combustion et de la garniture du col de la tuyère pour une enveloppe de fusée contenant une chambre de combustion, des injecteurs de combustible, un col de tuyère et une tuyère, un canal de combustible dans lequel le combustible est soumis à une pyrolyse endothermique, ce canal étant contigu, en les entourant, à la chambre de combustion et au col; et comportant un moyen pour fournir un courant de combustible au canal, on tisse des fibres de carbure dans une multitude de couches suivant une armure qui favorise la

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rétention à haute pression pour la chambre de combustion et le col; et on confère aux fibres tissées de carbure de silicium la forme d'une chambre de combustion et d'un col de tuyère. Ainsi, on construit les parois 52 et 54 avec des filaments ou des fibres intégrants en carbure de silicium,

de préférence dans des couches qui sont tissées circonfé-

rentiellement suivant une armure continue. Les filaments ou fibres de carbure de silicium non seulement favorisent la rétention à haute pression pour la chambre de combustion et le col de la tuyère, mais sont également efficaces pour extraire par conduction la chaleur de la zone 64 de la

chambre de combustion et de la zone 62 du col de la tuyère.

Dans l'enroulement des filaments ou fibres de carbure de silicium, l'homme du métier peut facilement faire appel aux techniques classiques, par exemple d'enroulement des fibres autour d'un noyau solide, et on peut choisir l'armure du tissage dans le but de conférer la porosité nécessaire à la paroi 52 et l'absence de porosité A la paroi 54. On peut facilement assembler les fibres de carbure de silicium enroulées et façonnées pour former le canal 54 ayant des

dimensions optimum en faisant appel aux techniques classi-

ques bien connues dans l'art concerné.

De manière à obtenir la porosité désirée pour la maîtrise sélective de la diffusion de l'hydrogène dans le carbure de silicium tissé de la paroi 52, on peut employer diverses techniques bien connues dans l'art, par exemple le dépôt en phase vapeur et/ou l'infiltration en phase vapeur,

pour le dépôt ou l'infiltration de composés organo-métal-

liques dans les fibres enroulées et tissées, ces composes permettant la diffusion sélective de l'hydrogène dans le

carbure de silicium tissé.

En liaison avec les figures 4 et 5, dans un autre aspect de la présente invention, une série d'ailettes 80

sont disposées dans le canal 56 pour diriger circonféren-

tiellement le combustible le traversant dans le sens de la

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flèche 58, d'o il résulte que le combustible parcourt un trajet plus long dans le canal 56 et par conséquent augmente son temps de séjour pour améliorer le transfert de chaleur au fluide et/ou gaz et prolonger le temps de réaction pour la pyrolyse endothermique du combustible. Des ailettes de tourbillonnement 80 animent le combustible gazeux d'un

mouvement de rotation, par exemple l'hydrogène et l'hydro-

carbure, de manière à améliorer le transfert de chaleur. Les

ailettes 80 peuvent être en une pièce avec la paroi exté-

rieure 54, ou être montées individuellement sur cette paroi.

Les ailettes 80 peuvent être en n'importe quel matériau approprié pouvant supporter les températures et pressions régnant dans le canal 56, et sont de préférence en stratifié de filaments ou fibres tfissés de carbure de silicium haute température. Les ailettes 80 sont disposées de façon à faire tourner le combustible alors qu'il se déplace entre le collecteur 50 et la section 64 contenant la chambre de combustion. Les ailettes peuvent être disposées dans la totalité du canal de combustible ou dans des segments de celui-ci. Cependant, dans les modes de réalisation préférés de la présente invention, on place les ailettes 80 dans le

canal 56 au droit de la zone 64.

Des orifices 68 d'injection de combustible, de préférence sous forme de trous circulaires ménagés dans la paroi 52 dans la zone de la chambre de combustion 64, sont disposés de façon à poursuivre ou faciliter le mouvement de tourbillonnement du combustible gazeux chaud représenté par les flèches 78 alors qu'il passe du canal 56 a la chambre de combustion. On peut utiliser le nombre souhaité d'orifices 68 dans la présente invention. Dans la plupart des modes de réalisation, la vitesse d'injection du combustible gazeux chaud dans son entrée dans la chambre de combustion dépasse

environ 300 m/s à une chute de pression d'environ 70 MPa.

Les trous 68 injectent le combustible dans la chambre de combustion dans une direction qui facilite le mouvement

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circonférentiel du combustible. Dans les modes de réalisa-

tion préférés, dans lesquels la garniture de la chambre de combustion est sensiblement circulaire dans une vue en coupe, les trous sont orientés suivant un angle inférieur à 90 par rapport à la perpendiculaire a la tangente de la garniture. Dans la plupart des modes de réalisation, cet

angle est compris entre environ 30 et environ 60 ; cepen-

dant, on peut utiliser tout angle de valeur inférieure à 90

qui est suffisant pour faciliter le mouvement circonféren-

tiel du combustible dans son entrée dans la chambre de combustion. Le système de propulsion de la présente invention comporte également un moyen pour introduire un oxydant, tel que de l'oxygène liquide, à partir d'une conduite 72 qui est alimentée en oxydant à partir des réservoirs 6 représentés en figures 1 et 2. L'oxydant est introduit dans la chambre de combustion par l'intermédiaire des trous d'injection 66 comme cela est représenté en figures 4 et 5. La conduite 72 est placée au centre de la chambre de combustion et comporte une multitude de trous ou orifices 66 pour l'introduction de

l'oxydant au centre de la chambre. L'oxydant est de préfé-

rence injecté dans la chambre dans une direction qui favo-

rise son mouvement circonférentiel lors de son entrée e partir de la conduite 72 de façon que le combustible et l'oxydant se mélangent dans la chambre avant et pendant la combustion. Dans les modes de réalisation préférés, le moyen d'introduction de l'oxydant dans la chambre a une forme sensiblement circulaire dans une vue en coupe, et les trous ou orifices d'injection 66 sont orientés suivant un angle

inférieur à 90 par rapport à la perpendiculaire a la tan-

gente du moyen d'introduction de l'oxydant dans la chambre.

Dans les modes de réalisation préférés, l'angle des orifices d'injection d'oxydant est compris entre environ 30 et environ 60 ; cependant, on peut utiliser tout angle qui

permet de faciliter le mouvement circonférentiel de l'oxy-

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dant pendant son entrée dans la chambre de combustion.

Dans certains modes de réalisation préférés de la présente invention, le système de propulsion présente un alignement des orifices 66 d'injection de carburant et des orifices 68 d'injection de l'oxydant afin de favoriser le chevauchement du combustible et de l'oxydant pendant l'entrée dans la chambre, c'est-à-dire que les orifices d'injection de combustible et les orifices d'injection d'oxydant sont en quinconce pour faciliter ce chevauchement et en outre promouvoir leur mélange avant la combustion et au cours de celle-ci. De cette manière, le combustible injecté par les orifices 68 et l'oxydant introduit par les orifices 66 sont en couches, de sorte que la pénétration se produit entre combustible et oxydant avant la combustion et au cours de celle-ci. De cette manière, on obtient un état élevé du mélange et une combustion rapide lors de l'allumage

du mélange.

Une conduite 72 d'injection de l'oxydant comporte un manchon poreux réalisé de préférence en fibres tissées de

carbure de silicium. L'hydrogène 70 est introduit par l'in-

termédiaire d'une conduite 74. La conduite poreuse 74 four-

nit également le refroidissement par transpiration, qu'on a discuté cidessus pour la garniture 52 de la chambre de combustion et du col de la tuyère. L'hydrogène 70 introduit par les orifices d'injection 76 se mélange à l'oxydant pour amorcer la combustion et refroidir la conduite d'injection d'oxygène. Dans certains modes de réalisation de la présente invention, le mouvement circonférentiel du combustible a partir de ses trous d'injection ménagés dans la garniture de la chambre de combustion s'effectue sensiblement dans le

sens des aiguiles d'une montre, et le mouvement circonfé-

rentiel de l'oxydant entrant dans la chambre de combustion en passant par ses trous d'injection a lieu pratiquement dans le sens inverse des aiguilles d'une montre. Dans

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d'autres modes de réalisation, le mouvement circonférentiel du combustible dans les trous d'injection ménagés dans la

garniture de la chambre de combustion s'effectue sensible-

ment dans le sens inverse des aiguilles d'une montre, et le mouvement circonférentiel de l'oxydant dans ses trous d'in- jection du moyen d'introduction a lieu sensiblement dans le

sens des aiguilles d'une montre.

Selon la presente invention, on prévoit également un système de propulsion qui utilise un hydrocarbure comme combustible dans lequel on emploie des moyens pour obtenir un flux de chaleur élevé vers la garniture de la chambre de

combustion et celle du col de la tuyère, la chaleur prove-

nant de la combustion dans l'enveloppe de la fusée ou chambre de combustion et le col de la tuyère, d'o il résulte que la température des garnitures dépasse leurs limites thermiques, ainsi que des moyens pour le refroidissement de la garniture de la chambre de combustion et de celle du col de la tuyère par pyrolyse endothermique de l'hydrocarbure dans le canal de combustible. Ainsi, en plus du refroidisse- ment par convexion et par film fluide par le combustible comme on l'a discuté ci-dessus, l'hydrocarbure est décom- posé, craqué ou déshydrogéné par

pyrolyse endothermique dans le canal 56 avant la combustion.

Avec l'utilisation d'éthy- lène (C2H4) à titre d'exemple, la réaction suivante se produit dans le canal en présence de chaleur et en l'absence de catalyseur:

2C2H4 - > C4H8

Chaleur

C4H8-> H2 + C4H6

Chaleur

H2 + C4H6 -> 2H2 + 2C2H2

Chaleur La réaction endothermique précédente donne 0,9 kg d'hydrogène gazeux et 11,7 kg d'acéthylène gazeux (C2H2)

a partir de 12,6 kg d'éthylène (C2H4). La chaleur absor-

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bée pendant la réaction est 2558 kJ par 0,45 kg d'éthylène.

A cause de cette température de combustion extrêmement élevée, l'acéthylène n'est inférieure à l'hydrogène qu'en

termes de poussée maximum de la fusée et d'impulsion spéci-

fique. Ainsi, selon la présente invention, l'acéthylène est

le produit résultant de la pyrolyse endothermique des hydro-

carbures qu'on préfère.

Comme on l'a vu ci-dessus, lorsque l'hydrocarbure est l'éthylène, les produits de la pyrolyse endothermique comprennent de l'acéthylène et de l'hydrogène. Lorsque l'hydrocarbure est l'éthane, les produits de la pyrolyse endothermique comprennent du méthane, de l'acéthylÈne et de

l'hydrogène ainsi que des traces de divers autres hydrocar-

bures. Lorsque l'hydrocarbure est le propylène, les produits de la pyrolyse endothermique comprennent du méthane, de l'éthane, de l'éthylène, de l'acéthylène et de l'hydrogène et des traces d'autres hydrocarbures. Lorsque l'hydrocarbure est le propane, les produits de la pyrolyse endothermique comprennent du méthane, de l'éthane, de l'éthylène, de l'acéthylène, du propylène et de l'hydrogène et des traces de divers autres hydrocarbures. Naturellement, il reste du domaine de la présente invention d'utiliser divers mélanges des hydrocarbures précédents. En tout cas, les hydrocarbures qu'on utilise dans la présente invention sont ceux dont la pyrolyse endothermique fournit un produit ayant des vitesses

de combustion plus élevées, un produit ayant des tempéra-

tures de combustion plus hautes et/ou un produit ayant une masse moléculaire plus faible que l'hydrocarbure dont il est dérivé. Comme on l'a indiqué ci-dessus, les produits sont formés dans le canal de combustible 56 en présence de la chaleur développée dans la chambre de combustion et le col de la tuyère, chaleur qui est conduite par l'intermédiaire

de la paroi 52.

On peut utiliser un catalyseur en conjonction avec

l'hydrocarbure pour accélérer le changement de la composi-

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tion de cet hydrocarbure, fournissant ainsi un refroidisse-

ment endothermique supplémentaire de la paroi 52 et, dans certains cas, par exemple dans celui de l'acéthylène, la pyrolyse endothermique donne un produit supérieur pour le combustible de la fusée. Par exemple, le moyen de catalyse

pour la pyrolyse endothermique peut être un lit de cataly-

seur 84 placé dans le canal de combustible 56 comme cela est représenté en figure 5 o le catalyseur 84 est illustré sous la forme de perles. Le catalyseur peut aussi être appliqué sur une paroi du canal 56, par exemple sur la paroi 54 et/ou la paroi 52. Le catalyseur peut également être incorporé dans l'hydrocarbure de sorte que, pendant la propulsion de l'hydrocarbure dans le canal 56, le catalyseur se trouvant dans l'hydrocarbure accélère sa pyrolyse endothermique. On peut utiliser dans la présente invention tout catalyseur typique bien connu dans la technique de la pyrolyse et du craquage endothermiques, dont les catalyseurs tels que le

platine et le palladium.

Dans le processus précédent, l'énergie est ex-

traite de la chambre de combustion et du col de la tuyère par l'intermédiaire de la paroi 52 pour être transmise au combustible se trouvant dans le canal 56, puis est renvoyée vers la chambre de combustion au moyen des orifices 68 d'injection de combustible. Il n'y a ni perte ni gain d'énergie thermique; cependant, la paroi 52 est refroidie

par la réaction endothermique, et on obtient des tempéra-

tures et des produis de combustion plus favorables, ce qui conduit à une vitesse plus élevée dans la tuyère et une

poussée plus importante.

En conséquence, la présente invention prévoit un

procédé d'amélioration du système de combustible d'un sys-

tème de propulsion comportant une enveloppe de fusée avec une chambre de combustion munie d'une garniture et un col de tuyère pour les gaz d'échappement comportant une garniture avec un canal de combustible contigu aux garnitures, en les

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entourant, dans lequel l'hydrocarbure constituant le combus-

tible traverse le canal; la chaleur due à la combustion du

combustible dans la chambre est fournie au canal par rayon-

nement par l'intermédiaire des garnitures de la chambre de combustion et du col; et l'hydrocarbure est chauffé a une

température suffisante pour provoquer sa pyrolyse endother-

mique dans le canal, d'o il résulte que la chaleur extraite

de la chambre de combustion par l'intermédiaire des garni-

tures réduit la température dans la chambre aux droits des garnitures de sorte que leurs limites thermiques ne sont pas dépassées.

En plus de la vitesse de circulation du combus-

tible qui détermine la pression de combustion (col de la

fusée étranglé à la vitesse sonique) et du rapport de mé-

lange qui détermine la température de combustion, on peut faire varier le rapport entre l'hydrogène et l'hydrocarbure pour contrôler la température structurelle (en plus de la poussée de la fusée). L'hydrogène en excèsaugmente le refroidissement par film fluide, réduit la température de combustion (un combustible riche réduit le rayonnement des composés carbonés (hydrocarbure combustible) et favorise la

formation d'eau de masse moléculaire relativement faible.

L'homme du métier peut ajuster le rapport entre l'hydrogène et l'hydrocarbure de manière a obtenir la combinaison la plus souhaitable des variables précédentes; cependant, dans

la plupart des cas, on trouve qu'il est souhaitable d'uti-

liser un rapport de 50 pourcent en poids d'hydrogène et de

pourcent en poids d'hydrocarbure.

La présente invention prévoit l'utilisation systé-

matique de combustibles à base d'hydrocarbure et d'hydro-

gene, et comme tel, il n'y a aucune restriction quant au moyen par lequel l'hydrocarbure est décomposé ou transformé

en une autre forme d'hydrocarbure. Par exemple, la transfor-

mation de l'éthylène ou de l'éthane en acéthylène est bien connue dans l'art. Cependant, une telle conversion implique

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typiquement des difficultés en ce qui concerne l'obtention d'un rendement de conversion maximum (un rendement d'environ % en poids d'acéthylène à partir de l'éthylène) dans un

court laps de temps (inférieur à 5 millisecondes) aux tem-

S pèratures élevées. En outre, le processus de conversion, qu'il soit pyrolytique et/ou catalytique, peut former des produits carbones indésirables, tels que des molécules de carbone-carbone (coke) ou un carbure métallique (à partir du catalyseur). Une réaction particulièrement indésirable est

la détonation de l'acéthylène à la suite de la polymérisa-

tion carbone-carbone.

Dans l'un des aspects de la présente invention,

les hydrocarbures sont transformés en produits plus favo-

rables, c'est-à-dire en combustibles ayant des vitesses de combustion plus élevées, des températures de combustion plus hautes et/ou des masses moléculaires plus faibles, par transformation thermique à une température comprise entre environ 920 et environ 1200 C en utilisant l'hydrogène déjà disponible dans le mélange combustible tel qu'il est fourni

par le collecteur 50, afin d'accélérer une réaction molécu-

laire dans laquelle une seule molécule d'hydrogène se dis-

socie a partir de l'hydrocarbure et se combine à deux atomes d'hydrogène provenant de l'hydrocarbure pour former un produit davantage désirable, tel que l'acéthylène. Par exemple, à une température d'environ 9200C, l'éthylène en

présence d'hydrogène forme de l'acéthylène. L'énergie d'ac-

tivation est réduite, et la vitesse de conversion accélérée.

- De plus, l'hydrogène en excès tamponne la formation des molécules carbone-carbone comprenant la polyméridation du carbone car les molécules d'hydrogène se placent dans le trajet libre moyen des atomes libres de carbone, d'o le blocage d'un atome de carbone vis-à-vis d'un autre atome de carbone. Naturellement, un moyen supplémentaire de catalyse peut être également utilisé avec le moyen de refroidissement de la garniture de la chambre de combustion et de celle du

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col de la tuyère par pyrolyse endothermique de l'hydrocar-

bure en présence d'hydrogène dans la canal de combustible, d'o il résulte que l'hydrogène du combustible accélère la vitesse de la pyrolyse endothermique. Lorsque le combustible est un hydrocarbure, dont la pyrolyse endothermique se traduit par la formation de coke et de polymères de carbone, l'hydrogène du combustible empêche aussi la formation de coke et la polymérisation du carbone, ce qui permet d'éviter

la détonation dans le canal de fluide. On peut aussi uti-

liser dans le présent système de propulsion les moyens classiques de catalyseurs qu'on a discutés ci-dessus. Bien qu'on ne souhaite pas limiter la pyrolyse endothermique à une température particulière, l'hydrocarbure et l'hydrogène dans le canal de combustible sont chauffés à une température comprise entre environ 920 C et environ 1200 C. Bien que l'hydrocarbure du réservoir de stockage soit sous forme gazeuse ou liquide ou un mélange des deux, et bien que l'hydrogène du réservoir de stockage soit un liquide ou une p'te, l'hydrocarbure et l'hydrogène présents dans le canal

56 sont généralement à l'état gazeux par suite de la tempé-

rature élevée régnant dans ce canal.

Bien que non représenté, l'homme du métier peut facilement prévoir un moyen pour allumer le combustible en présence d'un oxydant dans la chambre de combustion. Par exemple, le moyen d'allumage peut être un système électrique

fournissant un arc électrique dans la zone du système d'in-

jection de combustible, par exemple, dans celle des orifices 76 d'injection d'hydrogène, des orifices 68 d'injection de

combustible et des orifices 66 d'injection d'oxydant.

Les caractéristiques précédentes, prises seules ou

en combinaison, permettent d'obtenir des systèmes et procé-

dés perfectionnés de propulsion qui utilisent des hydrocar-

bures ou des hydrocarbures en combinaison avec l'hydrogène

en présence d'un oxydant. Les systèmes précédents fournis-

sent également des aéronefs perfectionnés qui comportent des

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systèmes de production utilisant un système de combustible double et un procédé de stockage de combustible dans un véhicule ayant un système de propulsion qui.utilise un

système de combustible double.

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Claims (10)

REVENDICATIONS

1. Système de propulsion, caractérisé en ce qu'il comprend: a) une enveloppe de fusée (8) comportant une chambre de combustion (64) avec une garniture (52) et une chambre revêtue d'une garniture (52) formant un col de tuyère (62); b) un canal de combustible (56) contigu, en les entourant, à la garniture de la chambre de combustion et à la garniture du col de la tuyère qui constituent la paroi intérieure du canal, la paroi extérieure de ce canal étant espacée de la paroi intérieure; c) un moyen (50) pour fournir un courant de combustible au canal; et d) une multitude d'ailettes (80) pour diriger le courant qui sont disposées dans le canal de combustible afin de diriger le combustible circonférentiellement, d'o il résulte que le combustible se déplace suivant un trajet plus long dans le canal et séjourne plus longtemps dans le canal

afin de favoriser le transfert de chaleur au fluide.

2. Système de propulsion selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en outre:

a) une multitude de trous (68) d'injection de combus-

tible ménagés dans la garniture de la chambre de combustion qui injectent le combustible dans la chambre de combustion

suivant une direction qui favorise un mouvement circonféren-

tiel du combustible; et b) un moyen (72) pour introduire un oxydant par l'intermédiaire de trous d'injection d'oxydant au centre de la chambre de combustion afin d'injecter l'oxydant dans la chambre de combustion suivant une direction qui favorise le mouvement circonférentiel de l'oxydant, d'o il résulte que le combustible et l'oxydant se mélangent dans la chambre

avant la combustion et au cours de celle-ci.

3. Système de propulsion selon la revendication 2, caractérisé en ce que les trous d'injection de combustible et

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les trous d'injection d'oxydant sont en quinconce afin de favoriser le chevauchement du combustible et de l'oxydant et favoriser encore le mélange avant la combustion et au cours

de celle-ci.

4. Système de propulsion selon la revendication 1, caractérisé en ce que les ailettes dirigeant le courant qui sont disposées dans le canal de combustible sont des ailettes provoquant un tourbillonnement qui sont fixées à la paroi

extérieure du canal.

5. Système de propulsion selon la revendication 1, caractérisé en ce que les ailettes dirigeant le courant sont disposées dans le canal en étant contiguës à la chambre de combustion.

6. Système de propulsion selon la revendication 1, caractérisé en ce que les ailettes dirigeant le courant sont disposées dans le canal en étant contiguës à la chambre

formée par le col de la tuyère.

7. Système de propulsion selon la revendication 2, caractérisé en ce que la garniture de la chambre de

combustion est sensiblement circulaire et les trous d'injec-

tion de combustible ménagés dans cette garniture sont orientés en formant un angle inférieur à 90 avec la

perpendiculaire à la tangente à la garniture.

8. Système de propulsion selon la revendication 2, caractérisé en ce que le moyen d'introduction de l'oxydant à une section en coupe de forme sensiblement circulaire, et les trous d'injection de l'oxydant sont orientés suivant un angle inférieur à 90 par rapport à la perpendiculaire à la

tangente du moyen d'introduction de l'oxydant.

9. Système de propulsion selon la revendication 2, caractérisé en ce que le mouvement circonférentiel du carburant à partir de ses trous d'injection ménagés dans la garniture de la chambre de combustion s'effectue pratiquement dans le sens des aiguilles d'une montre, et le mouvement circonférentiel de l'oxydant entrant dans la chambre de

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combustion après passage dans ses trous d'injection s'effec-

tue pratiquement dans le sens inverse des aiguilles d'une montre.

10. Système de propulsion selon la revendication 2, caractérisé en ce que le mouvement circonférentiel du combustible passant par les trous d'injection ménagés dans la garniture de la chambre de combustion s'effectue pratiquement dans le sens inverse des aiguilles d'une montre, et le mouvement circonférentiel de l'oxydant passant par les trous

d'injection pratiqués dans le moyen d'introduction de l'oxy-

dant s'effectue pratiquement dans le sens des aiguilles d'une montre.