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NPO Energomash

L'école russe des constructeurs de moteurs de fusée à carburant liquide GRD (жидкостных ракетных двигателей, ЖРД) qui a longtemps été présidé par V.P. Glushko a pour but l'utilisation compléte de l'énergie du combustible chimique et la maximisation de l'impulsion spécifique (quotient entre la poussée d'un propulseur, et le produit du débit massique de propergol par la valeur normale de l'accélération de la pesanteur ).

Fonctionnement des moteurs à carburant liquide

Aujourd'hui la poussée des moteur GRD est de 100-800 t. Puisque les moteurs travaillent au niveau du sol, la pression des produits de combustion au niveau de la buse est limitée: elle ne peut pas être beaucoup plus inférieure que la pression atmosphérique. Cela signifie que pour augmenter l'impulsion spécifique il faut augmenter le volume de combustion des produits dans la buse. Les puissants moteurs GRD des premiers étages prennent en compte cette caractéristique par la l'augmentation de la pression dans la chambre de combustion.

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fig1: Pression dans la chambre de combustion en fonction du temps.

Légende:
1-Zone de cycle de combustion ouvert; 2-Zone de cycle de combustion fermé; Points blancs: moteurs russes; Points noirs: moteurs étrangers

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fig2: Impulsion spécifique en fonction du degré de combustion des gaz dans la buse.

Légende:
1-Zone de cycle de combustion ouvert; 2-Zone de cycle de combustion fermé; Points blancs: moteurs russes; Points noirs: moteurs étrangers

On peut observer le comportement d'une solution à haute pression (fig.1) et la maximisation de l'impulsion spécifique (fig.2) des moteurs de NPO Energomash par rapport à leurs homologues étrangers. D'après les schémas on voit qu'une plus grande pression dans la chambre de combustion des moteurs russes GRD permet d'assurer une meilleure combustion des produits dans la buse, et donc, une augmentation de l'impulsion spécifique et de la poussée des moteurs. Ainsi, les moteurs GRD sont installés sur toutes les fusée spatiales russes et sur plusieurs fusée stratégiques.

La mise en place des hautes pressions a demandé le passage du cycle de fonctionnement ouvert au cycle fermé. La différence entre les 2 principes est que dans un fonctionnement ouvert (fig.3) les 2 composants (l'oxydant et le carburant) sont donnés par les pompes aux chambres de combustions à l'état liquide. De plus, une petite quantité est prélevée et dirigée vers la turbine à gaz pour pouvoir entraîner les différentes pompes, ensuite ces gaz sont éjectés.

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fig3: Cycle ouvert.

Légende:
1-Pompe de l’oxydant; 2-Pompe du carburant; 3-Turbine; 4-Chambre de combustion; 5-Turbine à gaz; 6-Suralimentation en carburant; 7-Suralimentation en oxygène; 8-Drainage; 9-Entrée de carburant; 10-Entrée d'oxygène; 11-Dérivation vers le réservoir; 12-Air embarquée à partir des ballons; 13-prélèvement de carburant pour le mécanisme d'actionnement des pompes de la chambre de combustion; 14-Drainage du carburant; 15-Drainage de l'oxygène; 16-Drainage de la turbo-pompe; 17-Vers le manomètre; 18-Chambre de combustion; 19-Vers le regulateur de mélange; 20-purge de la canalisation de carburant; 21-Vers le manomètre; 22-Arrivée d'air extérieur

L'exemple classique du cycle ouvert GRD sont les moteurs RD-107 et RD-108 qui utilisent comme combustibles de l'oxygène liquide et du pétrole, ils sont installés sur les fusée Spoutnik, Luna, Vostok, Voskhod, Molniya, Soyouz, ainsi que les moteurs utilisant de l'azote acide pour les fusée Cosmos, Cyclone, et d'autres fusée stratégiques. Les moteurs à cycle ouvert ont une pression de 50-80 atm dans la chambre de combustion. L'augmentation supplémentaire de la pression est inefficace à cause des pertes de croissance de l'impulsion spécifique provoquée par une utilisation non totale de l'énergie chimique des combustibles.

Dans les moteurs à cycles fermés (fig.4) les composants brûlent entièrement dans la chambre de combustion. Un d'eux par exemple l'oxydant est envoyé à la turbine à gaz après être passé par la pompe, là il est melangé à une petite quantité de carburant, le procédé de combustion n'est pas total pour assurer une température acceptable de fonctionnement pour la turbine. Après, ces gaz se dirigent vers la chambre principale de combustion où est ajouté le reste du carburant. Dans ce type de moteurs toute l'énergie chimique du combustible est utilisée et permet d'augmenter la pression à son maximum. Aujourd'hui le niveau de la pression est de 150-270 atm.

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fig4: Cycle fermé.

Légende:
1-Pompe de l’oxydant; 2-Pompe du carburant; 3-Turbine; 4-Chambre de combustion; 5-Turbine à gaz; 6-Carburant; 7-Oxygène

L'idée d'un moteur à cycle fermé à été réalisé pour la première fois en 1950 dans l'IRS (à présent ФГУП "le centre Scientifique M.V. Keldysha"), quant aux moteurs de grandes poussées (150 t au niveau du sol) avec une haute pression dans la chambre de combustion (150 atm) ils ont été réalisés au milieu des années 60 à ОКБ-456 (à présent - НПО "Энергомаш"). Le carburant utilisé dans ce moteur, RD-253, destiné à la première fusée Proton était du tétroxyde d'azote (N2O4) et de l'asymétrique diméthylhydrazine (UDMH). Sur la fusée Proton le premier étage comprenait 6 moteurs RD-253, qui ont déjà fait 300 vols, mais le moteur lui-même et aujourd'hui toujours inégalé dans sa classe pour ses caractéristique énergétiques.

L'utilisation du cycle fermé et des hautes pressions en vue d'augmenter l'impulsion spécifique est devenue la direction principale d'élaboration des moteur russes GRD pour les lanceur spatiaux et stratégiques. Ainsi, sur la fusée P-36M Satan est installé le moteur RD-264 avec une pression de la chambre de 210 atm, mais sur les fusées Zénith et Energia les moteurs RD-171 et RD-170 ont une pression dans la chambre de combustion de 250 atm.

L'avantage de ce genre de moteurs est qu'ils sont écologiquement sûr, bénéficient d'un haut rendement de fonctionnement, ont une bonne souplesse d'utilisation et consomment des carburants bon marchés, tel que l'oxygène et le pétrole.

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fig5: Schéma de la chambre de combustion universelle.

Légende:
1-Tête du gicleur; 2-Gicleur; 3-Chambre de combustion; 4-Tuyère

La chambre de combustion universelle du moteur RD-170 de 200 t de poussée est montrée sur le dessin 5. Dans le cylindre de la chambre de combustion, dont le diamètre est de 380 mm, brûlent près de 0.6 t de combustible par seconde à une pression de 250 atm. Des études ont été menées pour exclure de manière sûr les instabilités de combustion à haute fréquence dans cette chambre. En effet la zone initiale d'admission et de combustion où née en générale les vibrations à hautes fréquence est divisée en 7 volumes identique grâce à des cloisons anti-vibratoires. Les gicleurs sont placés de tel sorte que leurs fréquence d'oscillation est loin de la fréquence de résonance de la chambre de combustion. La mise en place de systèmes anti-vibratoire dans la chambre de combustion des moteurs RD-120 de la fusée Zénith ainsi que la modernisation des moteurs RD-107 et RD-108 de la fusée Soyouz confirment la haute sécurité et l'efficacité des solutions trouvées, qui seront sûrement réutilisé dans la pratique pour le futur RDG.

Le système de refroidissement à lui aussi bénéficié de toute l'expérience des ingénieurs Soviétiques. En particulier le refroidissement intérieur est assuré par 3 zones de vaporisateurs. Près de 2% du carburant y est injecté sous forme de gouttelettes pour protéger les buses des températures extrêmes (50MW/min). Une telle chambre à démontré sa haute capacité de travail sur les moteurs RD-170 et RD-171 dans une large gamme de changement des paramètres (de 30 à 105% de la pression du combustible) à savoir durant 25 essais avant la mise en production.

A la création du moteur RD-170, le plus puissant, beaucoup de problèmes sont apparus. Les pompes responsables de l'alimentation des chambres en combustibles étaient soumises à de fortes contraintes, pompe à un étage pour l'oxydant et pompe à 2 étages pour le carburant. La pompe pour l'oxydant tournait à 14 000 trs/min sous une pression de 600 atm, la pompe de carburant du premier niveau était à 500 atm et celle du deuxième niveau à 800 atm.

Pour assurer le fonctionnement des pompes la turbine à gaz devait développer une puissance de 190 MW. Ce qui est 2 fois plus puissant que le groupe moteur du brice glace atomique "Arctique".

Pour augmenter la résistance des conduites de l'oxydant à l'oxydation et à la chaleur (pour les conduites chaudes) un alliage de nickel était appliqué.

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fig6: Moteur RD-180.

Légende:
1-Le support; 2-La conduite des gaz; 3-Le collecteur d'échappement de la turbine; 4-La turbine; 5-L'échangeur; 6-La pompe de l'oxydant; 7-Le groupe des machines de la turbo-pompe de l'oxydant; 8-La pompe du carburant du premier niveau; 9-La pompe du carburant du deuxième niveau; 10,11-Deuxièmes et premières chambres de combustion; 12-Evacuation; 13-Démarreur; 14-Actionneur du gouvernail; 15-Eléments flexibles; 16-Le groupe des machines de la turbo-pompe du carburant, 17-Croisillon; 18-Soupape de séparation