Cycle à combustion étagée

configuration de moteur-fusée à ergols liquides

Le cycle à combustion étagée (staged combustion cycle) est une configuration de moteur-fusée à ergols liquides dans laquelle les ergols passent par plusieurs chambres de combustion. Cette configuration permet d'obtenir des moteurs particulièrement performants, au prix d'une plus grande complexité.

Schéma d'un moteur à combustion étagée fuel rich.

HistoriqueModifier

Le principe de la combustion étagée est proposée pour la première fois par l'ingénieur soviétique Alexeï Issaïev en 1949. Le premier moteur utilisant cette configuration est le S1.5400 développé par le bureau OKB 1 pour propulser l'étage supérieur Bloc L du lanceur Molnia, qui réalise son premier vol en 1960[1]. En parallèle, Nikolaï Kouznetsov participe à partir de 1959 au développement de moteurs à combustion étagée pour la fusée N1 dans le cadre du programme lunaire habité soviétique : les NK-15 et NK-15V, puis les NK-33 et NK-43 prévus pour la version améliorée N1F du lanceur. Valentin Glouchko développe quant à lui entre 1961 et 1965 le RD-253, moteur à combustion étagée non cryogénique brûlant du peroxyde d'azote et de l'UDMH utilisé pour propulser le premier étage du lanceur Proton, qui réalise son premier vol en 1967.

Le RS-25, utilisé à partir de 1981 sur la navette spatiale américaine, est le premier moteur à combustion étagée à utiliser de l'hydrogène liquide et de l'oxygène liquide. Son équivalent soviétique utilisé sur le lanceur Energia, le RD-0120, vole en 1987.

FonctionnementModifier

Dans un cycle à combustion étagée, une partie des ergols passe dans une ou plusieurs préchambres de combustion, dans lesquelles la proportion de carburant (combustion fuel rich) ou de comburant (combustion oxidizer rich) est volontairement trop élevée pour que la combustion soit complète. Les gaz sortant de cette préchambre de combustion entrainent la turbine de la turbopompe avant d'être injectés dans la chambre de combustion principale avec le reste des ergols[2],[3]. Dans la mesure où tous les ergols sont éjectés par la tuyère et contribuent à la propulsion, le cycle à combustion étagée est un cycle fermé.

Les moteurs à combustion étagée peuvent avoir un seul ensemble préchambre-turbine qui entraine les deux turbopompes des deux ergols, à l'instar du RD-191, ou au contraire avoir deux turbopompes entrainées par deux turbines distinctes, elles-mêmes alimentée par une seule préchambre ou deux préchambres séparées. Le RS-25 est un exemple de moteur à deux ensembles préchambre-turbine[2].

Combustion étagée full-flowModifier

 
Schéma d'un moteur à combustion étagée full-flow.

Une variante est la combustion étagée à flux complet (full-flow staged combustion). Dans celle-ci, la turbopompe du carburant est entrainée par une préchambre fuel rich et celle du comburant par une préchambre oxidizer rich[4]. La totalité des ergols passe par l'une des turbines, d'où le nom de la configuration.

Seuls trois moteurs-fusées utilisant cette variante ont atteint le banc d'essai : le RD-270 dont le développement commence en 1962 mais est annulé en 1970 sans avoir jamais volé[5] ; l'Integrated Powerhead Demonstrator (en) dans les années 1990 et 2000[6] ; et le Raptor de SpaceX dont le premier essai a eu lieu en septembre 2016[7] et le premier vol en août 2019[8].

UtilisationModifier

La combustion étagée est le cycle permettant d'atteindre les pressions les plus élevées dans la chambre de combustion, de l'ordre de 250 bar à 300 bar. Elle permet de concevoir des moteurs puissants avec une impulsion spécifique élevée. En contrepartie, les moteurs-fusées obtenus sont plus lourds et plus complexes[2].

Tableau comparatif de moteurs-fusées à combustion étagée
Moteur Pays Type Utilisation Ergols Poussée

(dans le vide)

Isp

(dans le vide)

Pression Premier vol
BE-4   États-Unis oxidizer rich New Glenn, Vulcan LCH4 /LOX 2 400 kN En développement [9]
CE-7.5   Inde GSLV Mk II LH2 / LOX 73,5 kN 454 s 5,8 MPa 2014[N 1] [10]
LE-7   Japon fuel rich H-II LH2 / LOX 1 078 kN 446 s 12,7 MPa 1994 [11],[12]
NK-33   Union soviétique oxidizer rich Antares 100, N1F, Soyouz-2-1v RP-1 / LOX 1 686 kN 331 s 14,5 MPa 2013[N 2] [13]
Raptor   États-Unis full-flow Starship/Super Heavy LCH4 /LOX 2 000 kN 380 s 30,0 MPa 2019 [7],[14]
RD-0120   Union soviétique fuel rich Energia LH2 / LOX 1 961 kN 455 s 21,9 MPa 1987 [15]
RD-170   Union soviétique oxidizer rich Energia, Zenit RP-1 / LOX 7 904 kN 337 s 24,5 MPa 1987 [16]
RD-180   Russie oxidizer rich Atlas III, Atlas V RP-1 / LOX 4 152 kN 338 s 26,7 MPa 2000 [17]
RD-191   Russie oxidizer rich Angara, Antares 200 RP-1 / LOX 2 084 kN 338 s 25,8 MPa 2014 [2]
RD-253   Union soviétique oxidizer rich Proton UDMH / N2O4 1 628 kN 316 s 14,7 MPa 1965 [18]
RS-25   États-Unis fuel rich STS, SLS LH2 / LOX 2 279 kN 452 s 20,6 MPa 1981 [19]
YF-100   Chine oxidizer rich LM 5, LM 6, LM 7 RP-1 / LOX 1 340 kN 335 s 18,0 MPa 2015 [20],[21]

Notes et référencesModifier

NotesModifier

  1. La première tentative de vol a lieu le , mais le moteur CE-7.5 ne parvient pas à s'allumer. Le premier vol réussi a lieu le .
  2. Le programme lunaire habité soviétique ayant été annulé en 1974, la N1F ne vole finalement jamais, et le premier vol du NK-33 n'a lieu qu'après leur achat par Aerojet sur une Antares 100 le 21 avril 2013, sous la dénomination AJ26.

RéférencesModifier

  1. History of liquid propellant rocket engines
  2. a b c et d Rocket Propulsion Elements, 9th Edition, p. 225-228
  3. (en-GB) « First hot firing of European staged-combustion demonstration engine », sur European Space Agency, (consulté le )
  4. (en) Martin Sippel, Ryoma Yamashiro et Francesco Cremaschi, « Staged Combustion Cycle Rocket Engine Design Trade-Offs for Future Advanced Passenger Transport », Space Propulsion 2012,‎ (lire en ligne)
  5. (ru) « РД-270 (8Д420) », sur www.lpre.de (consulté le )
  6. (en) « Next Generation Propulsion Technology : Integrated Powerhead Demonstrator », NASA Facts, Marshall Space Flight Center,‎ (lire en ligne)
  7. a et b (en-US) Alejandro G. Belluscio, « ITS Propulsion – The evolution of the SpaceX Raptor engine – NASASpaceFlight.com », sur NASASpaceFlight.com, (consulté le )
  8. (en-US) « Starhopper successfully conducts debut Boca Chica Hop », sur NASASpaceFlight.com, (consulté le )
  9. (en) « BE-4 », sur Blue Origin (consulté le )
  10. « Why ISRO's New Engine and Mk III Rocket Are Reasons to Forget 1990 Cryogenic Scandal », sur The Wire (consulté le )
  11. Handbook of Space Technology, p. 173-174
  12. (en) « LE-7 », sur www.astronautix.com (consulté le )
  13. (en) J. Hulka, J. Forde, R. Werling, V. Anisimov, V. Kozlov et I. Kositsin, « Modification and verification testing of a Russian NK-33 rocket engine for reusable and restartable applications », American Institute of Aeronautics and Astronautics,‎
  14. (en) « Starship », sur SpaceX, (consulté le )
  15. (ru) « РД-0120 (11Д122) », sur www.lpre.de (consulté le )
  16. (ru) « РД-170 (11Д521) и РД-171 (11Д520) », sur www.lpre.de (consulté le )
  17. (ru) « РД-180 », sur www.lpre.de (consulté le )
  18. (ru) « Ракетный двигатель РД-276 с дожиганием окислительного газа - АО «НПО Энергомаш» », sur www.engine.space (consulté le )
  19. (en) Katherine P. Van Hooser et Douglas P. Bradley, « Space Shuttle Main Engine — The Relentless Pursuit of Improvement », American Institute of Aeronautics and Astronautics,‎ (lire en ligne)
  20. (en) Tong Qin, Lijie Xu, Pingqi Li et Jiajia Liu, « Development of China's New Generation Launch Vehicles », Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering,‎ (lire en ligne)
  21. (en-US) « Long March 5 – Rockets » (consulté le )

BibliographieModifier

Voir aussiModifier