Moteur-fusée

Si le principe de propulsion par la transformation d'énergie chimique en énergie cinétique est connu depuis l'Antiquité et les pièces d'artifice propulsées par poudre à canon depuis le IX^e siècle, les moteurs à ergols liquides ne sont connus que depuis la fin du XIX^e siècle. Ce n'est que dans les années qui suivirent la Seconde Guerre mondiale que les moteurs à poudre et à ergols liquides prirent leur place, pour la propulsion de missiles et de fusées spatiales. Depuis, on n'a cessé de les perfectionner et au début du XXI^e siècle, leur emploi reste primordial pour la propulsion spatiale. Afin de pallier leur défauts, on recherche des solutions alternatives, par exemple pour la propulsion de sondes spatiales ou l'accélération atmosphérique par d'autres moteurs, plus ou moins proches : superstatoréacteur, moteur ionique ou VASIMR.

Le moteur-fusée est le type de moteur au principe de fonctionnement le plus simple : deux ergols brûlent dans une chambre de combustion, sont accélérés puis éjectés par une tuyère de Laval.

Plusieurs caractéristiques s'appliquent aux moteurs-fusées :

• l'Impulsion spécifique, exprimée en secondes, mesure la durée pendant laquelle un kilogramme d'ergol fournit une poussée d'un kilogramme-force, soit 9,80665 N. Plus elle est élevée, meilleur est le rendement massique du système, en termes de force exercée ; cependant, c'est la quantité de mouvement transmise au véhicule qui importe, de sorte que l'optimum énergétique ne s'obtient pas en maximisant l'impulsion spécifique ;

 

• le débit massique, correspondant à la masse d'ergols consommée par unité de temps ;
• la vitesse d'éjection des gaz, dont dépend indirectement la vitesse atteinte par le véhicule.

${\displaystyle V_{e}={\sqrt {\;{\frac {T_{0}\;R}{M}}\cdot {\frac {2\;\gamma }{\gamma -1}}\cdot {\bigg [}1-(P_{e}/P_{0})^{(\gamma -1)/\gamma }{\bigg ]}}}}$ 

où :
${\displaystyle V_{e}}$	=  vitesse de sortie du flux, m/s
${\displaystyle T_{0}}$	=  température totale du fluide, K
${\displaystyle R}$	=  constante universelle des gaz parfaits = 8,3145 J/(mol·K)
${\displaystyle M}$	=  masse molaire des ergols, kg/mol
${\displaystyle \gamma }$	=  ${\displaystyle c_{p}/c_{v}}$  = rapport des capacités thermiques
${\displaystyle c_{p}}$	=  Capacité thermique massique du gaz à pression constante
${\displaystyle c_{v}}$	=  Capacité thermique massique à volume constant
${\displaystyle P_{e}}$	=  pression statique de sortie en pascals
${\displaystyle P_{0}}$	=  pression totale du gaz en pascals

• La poussée, mesuré en newtons est calculée ainsi :

${\displaystyle F_{n}={\dot {m}}\;V_{e}+A_{e}(P_{e}-P_{amb})}$ 

où :

${\displaystyle {\dot {m}}=\,}$ débit massique en kilogrammes par seconde (kg/s)

${\displaystyle V_{e}=\,}$ vitesse de sortie en mètres par seconde

${\displaystyle A_{e}=\,}$ aire du flux à la sortie en mètres carrés (m²)

${\displaystyle P_{e}=\,}$ pression statique de sortie en pascals (Pa)

${\displaystyle P_{amb}=\,}$ pression ambiante en pascals

• Le rapport poids/poussée, qui représente le poids du moteur sur sa poussée. Plus le moteur est léger et plus sa poussée est importante, plus son rapport est avantageux.

Il s'agit du modèle le plus simple et nécessitant très peu de moyens et de soins, les ergols solides pouvant être entreposés plusieurs années, faciles à transporter et peu chers. Pour toutes ces raisons, on le retrouve dans la plupart des missiles tactiques et balistiques et dans les propulseurs d'appoint. On utilise le terme de propergol pour désigner un mélange oxydant/réducteur autonome de ce type de moteur.

La combustion se déroule idéalement en couches parallèles. La géométrie initiale du bloc de propergol fixe alors la loi d'évolution de surface du bloc, donc sa loi de débit et de poussée. Les géométries les plus courantes sont :

• à combustion frontale : le bloc brule « en cigarette », c’est-à-dire avec une surface de combustion faible en regard du volume mais constante ;
• avec un canal : un canal est pratiqué dans l'axe du bloc et la combustion évolue radialement. Le canal peut être axisymétrique ou présenter un motif particulier, en étoile, en U ou rond.

 

Les propergols les plus courants sont :

• poudre noire, très souvent utilisée dans la construction amateur ;
• monergol à base de nitrocellulose, amélioré par l'ajout d'aluminium ;
• nitrate d'ammonium, souvent mélangé avec de la poudre d'aluminium ;
• perchlorate d'ammonium ;
• zinc-soufre.

D'autres combinaisons peuvent être réalisées, dans la plupart des cas, avec un ou plusieurs des éléments cités ci-dessus.

Pour donner un exemple de la complexité réelle (au-delà des informations de base données plus haut), dans le cas, très médiatisé, des propulseurs d'appoint de la navette spatiale américaine, la mixture d'ergol dans chaque moteur de propulseur consiste en (% massiques) :

• 69,6 % de perchlorate d'ammonium - le comburant / oxydant ;
• 16 % d'aluminium - le carburant ;
• 12,04 % de polymère qui permet de lier les deux composants ;
• 1,96 % d'un agent de nettoyage époxy ;
• 0,4 % d'oxyde de fer - catalyseur.

Ces moteurs (par exemple booster d'Energuia) utilisent des ergols stockés dans des réservoirs séparés, qui sont injectés dans une chambre de combustion puis éjectés par la tuyère, générant la poussée. Beaucoup plus performants que les modèles à ergols solides, ils sont néanmoins complexes à concevoir, à fabriquer et à utiliser. En 2011, pratiquement tous les moteurs de fusées et de vaisseaux habités sont de ce type. Un autre avantage des moteurs à ergols liquides est leur facilité de contrôle de la combustion, en effet, on peut régler la poussée et les éteindre et rallumer plusieurs fois de suite. Cette dernière caractéristique les rend très utiles pour les moteurs vernier.

 

Les principaux couples d'ergols sont (dans l'ordre oxydant/réducteur) :

• acide nitrique-kérosène ;
• oxygène liquide (LOX)-hydrogène liquide (LH2) ;
• oxygène liquide-kérosène ;
• oxygène liquide-méthane liquide ;
• oxygène liquide-hydrazine ;
• peroxyde d'azote-kérosène ;
• peroxyde d'azote-hydrazine ;
• peroxyde d'azote-1,1-diméthylhydrazine (UDMH).

Le refroidissement du moteur peut se faire de trois manières : soit par circulation d'un ergol (généralement le carburant) autour du moteur (premiers modèles), soit par pulvérisation interne du comburant sur la paroi (moteurs de dimensions réduites), soit en utilisant ces deux possibilités (moteurs principaux). Souvent, ces moteurs utilisent des ergols cryogéniques, liquides, stockés à très basses températures.

La chambre de combustion est la partie où les ergols sont injectés et brulés. Compte-tenu des températures de combustion très élevée, sa paroi doit être refroidie. Ses dimensions dépendent du couple d'ergols et du type d'injecteurs.

La tuyère de Laval est la partie située entre la chambre de combustion et la tuyère. Elle sert à accélérer les gaz jusqu'à la vitesse du son.

La tuyère est la partie où les gaz accélèrent et sortent du moteur. Sa forme caractéristique est due au besoin d'adapter la pression du flux de sortie à la pression ambiante, pour des raisons de stabilité de combustion et de poussée. Cependant, en gagnant de l'altitude, le diamètre de sortie devrait s'élargir, ce qui est difficile à faire avec une configuration classique. Pour contrer ce problème, un nouveau type de tuyère a été développé : la tuyère à compensation d'altitude, ou « aerospike ». Ce genre de tuyère a la particularité de laisser un large espace aux gaz, leur permettant de 'coller' aux changements de pression.

•  
  Tuyère de type aerospike à compensation d'altitude. Les gaz collent à la paroi et peuvent se dilater sans problème.
•  
  Évolution de la température, vitesse et pression des gaz.
•  
  De haut en bas : pression ambiante trop basse, idéale, légèrement trop élevée, beaucoup trop élevée.

Les ergols hypergoliques ont la particularité de s'embraser spontanément lorsqu'ils sont mis en contact, ce qui permet de simplifier une partie du moteur, car le dispositif d'allumage devient alors superflu.

Exemple : le moteur de remontée du module lunaire du programme Apollo, les moteurs de manœuvre de la navette spatiale.

 

Ces moteurs utilisent un ergol solide et un autre liquide, généralement un carburant solide et un comburant liquide. On peut citer dans cette catégorie le moteur du vaisseau SpaceShipOne.

Les moteurs à monergol n'utilisent pour leur fonctionnement qu'un seul ergol, celui-ci à la particularité de s'auto-enflammer en présence d'un catalyseur ou d'une source de chaleur. Quelques moteurs fonctionnant principalement au peroxyde d'hydrogène ont vu le jour aux débuts de l'ère spatiale, ils sont encore utilisés dans la construction amateur.

Les moteurs à triergol utilisent trois ergols afin d'optimiser le compromis entre la poussée et le volume des réservoirs, cette configuration n'est pas opérationnelle. On peut citer par exemple le RD-701 russe, fonctionnant au mélange LOX-LH2-kérosène, qui devait équiper l'avion spatial MAKS.

 

La propulsion nucléaire spatiale applique la fission nucléaire aux moteurs-fusées, ils pourraient produire une poussée considérable et de longue durée. Aucun moteur de ce type n'a été utilisé (les grands risques d'accidents et de pollution ont empêché le développement de ces technologies).

Selon le Journal of Spacecraft and Rockets (2018), des chercheurs anglais et ukrainiens ont proposé d'abandonner l'idée d'une chambre solide contenant un carburant liquide au profit d'une chambre solide elle-même constituée de carburant. Cette chambre « se mangerait elle-même » et la fusée s'allégerait un peu plus au fur et à mesure de la montée dans l'atmosphère. De premiers tests laissent penser que cette approche n'empêcherait pas un bon contrôle de la poussée (throttleability)^[1].

L'entreprise française Alpha Impulsion travaille également sur cette technologie^[2].

• Fusée
• Moteur
• Moteur à réaction
• Moteur-fusée à ergols liquides
• Avion-fusée
• Fusée à eau
• Tuyère
• Propergol liquide

• Daniel Marty (préf. Daniel Mugnier), Systèmes spatiaux : conception et technologie, Paris, Masson, 1994, 336 p. (ISBN 978-2-225-84460-7, OCLC 31138733)
• Philippe Couillard, Lanceurs et satellites, Toulouse, Éditions Cépaduès, 2004, 246 p. (ISBN 978-2-85428-662-5, OCLC 420071709)
• (en) George Paul Sutton, History of liquid propellant rocket engines, Reston, American Institute of Aeronautics and astronautics, 2006, 911 p. (ISBN 978-1-56347-649-5, OCLC 63680957)
• (en) George P Sutton et Oscar Biblarz, Rocket Propulsion Elements 8^e édition, Hoboken, N.J., Wiley, 2010, 768 p. (ISBN 978-0-470-08024-5, lire en ligne)
• (en) George P Sutton et Oscar Biblarz, Rocket Propulsion Elements 7^e édition, Lalit Printer & Binder, Delhi, Wiley India, 2013, 751 p. (ISBN 978-81-265-2577-5, lire en ligne)
• (en) Hill et Peterson, MECHANICS AND THERMODYNAMICS OF PROPULSION, ADDISON - WESLEY PUBLISHING COMPANY, INC., 1965, 563 p. (lire en ligne)

• (en) Synthèse sur les caractéristiques et le fonctionnement d'un moteur-fusée
• (en) Principaux problèmes techniques rencontrés sur les moteurs-fusées
• (en) Plus d'informations sur les tuyères 'aerospike' et classiques

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