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RÉSUMÉ
Le mode de propulsion aérobie haute vitesse est celui retenu dans les missiles supersoniques, les lanceurs spatiaux et les avions militaires. Le moteur statoréacteur représente la solution technologique la plus performante pour ces applications. Il permet de répondre aux spécifications et aux différents compromis et contraintes de ces vols subsonique, supersonique ou hypersonique : formule aéropropulsive, combustible, portée, accélération, manœuvrabilité, furtivité et coût. La conception d’un tel système propulsif nécessite le choix de nombreux composants. Pour chacun d’eux, suivant le module concerné, entrée d'air, chambre de combustion, tuyère, alimentation en combustible, protection thermique, l’étude du phénomène physique en jeu s’impose, afin d’adapter au mieux les exigences du composant. Si le principe du statoréacteur est simple, sa maîtrise technologique reste cependant l'apanage de quelques nations et de quelques organismes.
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Marc BOUCHEZ : Diplômé de l'École catholique d'arts et métiers de Lyon et de l'École supérieure des techniques aérospatiales - Ingénieur au département Aérodynamique - Propulsion - Létalité de MBDA France - Professeur vacataire de propulsion dans plusieurs universités et grandes écoles
INTRODUCTION
Cet article, consacré aux statoréacteurs, commence par décrire les différents systèmes utilisés ou en développement, pour une utilisation en vol subsonique (Leduc…), supersonique (statoréacteurs à combustion subsonique pour missiles rapides longue portée) ou hypersonique (statoréacteur à combustion supersonique ou mixte). Les principales solutions technologiques mises en œuvre ou envisagées sont rapidement présentées. C'est l'occasion de discuter les grands choix possibles pour répondre aux spécifications (formule aéropropulsive, combustible, compromis entre portée, accélération, manœuvrabilité, furtivité, coût…).
Une deuxième partie passe en revue les différents composants qui permettent de concevoir un tel moteur : entrée d'air, chambre de combustion, tuyère, alimentation en combustible, protection thermique. À chaque fois, un exemple chiffré est donné, sur la base d'un fil conducteur constitué par un statoréacteur fonctionnant à Mach 3 avec de l'hydrogène.
La troisième partie permet de finaliser l'exercice, de chiffrer ses performances à Mach 3 et de rappeler celles attendues sur une plus large plage de vol.
La méthode de calcul de type avant-projet d'un statoréacteur à combustion subsonique est ainsi décrite et mise en œuvre sur un cas, après avoir défini les paramètres de fonctionnement du moteur (richesse, sections caractéristiques…). Les exigences de ses composants (entrée d'air, chambre de combustion, tuyère, alimentation en combustible) sont présentées dans le paragraphe 2.
Les exemples et les données fournis sont tirés de la littérature ouverte, les applications actuelles de ces moteurs conduisant forcément à des restrictions sur certains points particuliers. Les phénomènes en jeu, les solutions technologiques et les modes de calcul de cet article sont représentatifs de ce qui est appréhendé par les ingénieurs des équipes en charge des systèmes réels.
Enfin, la plupart des définitions, ordres de grandeur et équations nécessaires ont été précédemment rappelés dans les articles [BM 3 000] [BM 3 001] [BM 3 002], ces éléments ne seront donc pas redéfinis ici. On précisera à quel paragraphe ou figure des précédents articles on se réfère, et on se limitera aux éventuels compléments spécifiques.
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2. Constituants et conception d'un statoréacteur
Après ces considérations générales, on décrit pour chaque partie du système propulsif :
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1. à quoi sert ce composant ;
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2. à quoi il ressemble, quels sont les phénomènes physiques en jeu, les principales solutions pour les maîtriser ;
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3. les paramètres utilisés pour ce constituant ;
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4. des valeurs numériques, qui seront ensuite assemblées dans le paragraphe 3 pour calculer le fonctionnement du système complet. L'exercice servant de fil conducteur est bâti autour du fonctionnement à Mach 3 d'un module statoréacteur du lanceur spatial illustré figure 22 et dont les caractéristiques sont résumées dans le tableau 14 à la fin du document.
2.1 Entrée d'air
L'entrée d'air (plan « 0 » à plan « 2 »), associée à la partie avant du fuselage (avant-corps), permet de capter le débit d'air nécessaire au moteur, à le ralentir suffisamment (compression naturelle). Elle conduit à avoir M 2 < M 0 , T 2 > T 0 et P 2 > P 0 .
Remarque : l'air est ralenti dans l'entrée d'air, la vitesse du son dans le plan « 2 » est donc très...
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BIBLIOGRAPHIE
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(1) - COLLECTIF - Research and development of ram/scramjets and turboramjets in Russia (La recherche et le développement des statoréacteurs, des statoréacteurs à combustion supersonique et des turboréacteurs en Russie). - AGARD Lecture Series, 194 (1993).
-
(2) - ANDERSON (J.D.) Jr - Introduction to flight. - Fourth Edition, Mc Graw Hill (2000).
-
(3) - COLLECTIF, sous la direction de JENSEN (G.E.), NETZER (D.W.) - Tactical missile propulsion. - Progress in Astronautics and Aeronautics, vol. 170, AIAA (1996).
-
(4) - GORDON (S.), McBRIDE (B.) - Computer program for calculation of complex chemical equilibrium compositions and applications. - NASA Reference Publication, 1311 (1994).
-
(5) - RAYMER (D.P.) - Aircraft design : a conceptual approach. - AIAA education series, second edition (1992).
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(6) - DANIAU (E.), FALEMPIN (F.), GETIN (N.), BYKOVKII...
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