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A la recherche de la performance

Dossier - La propulsion par moteurs fusées à liquides
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L'astronautique actuelle repose en grande partie sur les performances des moteurs fusées grâce auxquels on peut communiquer aux charges utiles les vitesses formidables nécessaires à leur satellisation.

  
DossiersLa propulsion par moteurs fusées à liquides
 

L'usage a conduit à définir une caractéristique essentielle de l'efficacité d'un moteur et des ergols associés : l'impulsion spécifique (Isp) s'exprime comme le rapport de la force propulsive au débit poids de propergols consommés Isp = F/qgo, go étant, par convention, la pesanteur au sol. Cette grandeur, qui s'exprime en secondes, indique le temps pendant lequel un propulseur exercerait une poussée d'un "kg force" (9,81 Newton) en consommant un kilo d'ergols. Plus l'Isp est grande, meilleure est l'utilisation des combustibles.

Pour étudier la performance d'un étage, on peut se placer dans le cas simple d'un étage volant horizontalement hors de l'atmosphère ; on montre alors aisément que l'incrément de vitesse qu'il produit est :

La masse finale représente la charge utile, l'étage propulsif et les ergols résiduels non utilisés ; en y ajoutant les ergols brûlés, on retrouve la masse initiale. On voit donc que, pour une quantité de fluides propulsifs fixée, la performance, c'est-à-dire le DV, sera d'autant meilleure que la masse finale sera minimisée et l'Isp élevée.

  • Gagner du poids

Sur ce premier point on s'efforce avant tout de réduire à presque zéro la masse d'ergols imbrûlés en épuisant simultanément les réservoirs : on y parvient, soit en réglant a priori et très scrupuleusement les débits de liquide, soit par un contrôle actif basé sur la mesure des niveaux, laquelle n'est pas si simple ...

Puis il faut travailler l'indice de structure qui est le rapport entre la "masse sèche" de l'étage et celle des ergols qu'il transporte. Ce rapport est globalement voisin de 10 % et ceci est obtenu d'abord par des méthodes de dimensionnement rigoureuses autorisant l'application de coefficients de sécurité très faibles.

Au-delà, les gains proviennent de divers procédés de conception ; le plus simple est, évidemment de réduire le plus possible la pression dans les réservoirs, de façon à en amincir les parois ; cela conduit, en retour, à soigner l'étude des caractéristiques d'aspiration des pompes afin qu'elles ne cavitent pas.

Une image simulation martienne en Utah. © RTT

On diminue encore le poids en constituant un réservoir unique divisé en deux compartiments séparés par un fond commun ; on gagne ainsi un fond et une structure inter-réservoirs : mais il faut particulièrement bien contrôler les pressions dans chacun des volumes pendant tout le vol car un retournement du fond commun serait catastrophique.

Sur le 3e étage, on a besoin d'hélium, que l'on stocke dans les bouteilles sous pression : en refroidissant ce gaz à très basse température, on augmente la masse utile embarquée, sans alourdir les bouteilles ; mieux encore, les caractéristiques en rupture de l'alliage de titane dont elles sont faites s'améliorent aux basses températures. Enfin, en augmentant la pression de fonctionnement des moteurs, on rend ceux-ci plus compacts, ce qui aboutit à des gains de masse en cascade.

  • Chaque seconde compte !

Cependant, il faut aussi des moteurs très efficaces. Deux exemples illustrent l'extraordinaire importance des gains d'Isp ; ils sont relatifs à des moteurs tous performants, d'Isp comprise entre 430 et 455 secondes :

une augmentation d'une seconde sur le moteur Vulcain du lanceur "Ariane 5", capable de satelliser 18 000 kg en orbite basse, apporte, dans ce cas, un gain de 125 kg ;

sur la navette spatiale américaine, une seconde gagnée sur les 3 moteurs principaux augmente la charge en soute de près de 250 kg sur 20 000 kg.

Or, le produit go Isp est proche de la vitesse d'éjection des gaz, dont la valeur théorique est elle-même :

R et g étant les constantes classiques caractérisant les gaz.

Cette formule montre qu'une Isp élevée nécessite une température To de combustion la plus haute possible, donc un grand pouvoir calorifique du couple d'ergols, et une masse moléculaire M faible des produits de combustion.

Ces deux points expliquent pourquoi on a recours, chaque fois que cela est possible, au couple oxygène liquide / hydrogène liquide (LOX/LH2), qui permet d'obtenir une Isp dans le vide supérieure à 440 s, 50 % plus élevée que ce que permettent les ergols classiques.

Cependant, l'emploi d'hydrogène liquide présente de grandes difficultés, qui sont liées à la fois :

à sa très basse température : 20 K on exprime généralement la température en degrés Kelvin (K) comptés à partir du "zéro absolu", température au-dessous de laquelle il est impossible de descendre ; celui-ci se situant à - 273,16° C, les deux échelles sont décalées d'autant. ou - 250° C, à laquelle on rencontre des problèmes technologiques ardus liés à la contraction des matériaux et à leur fragilité ; de plus, tous les gaz, hormis l'hélium, sont solides dans ces conditions, ce qui oblige à des procédures compliquées d'assainissement et de mise en froid des nombreux circuits de l'Ensemble Propulsif ;

à la taille de sa molécule, plus petite que celle de l'hélium, qui rend très difficile l'obtention d'étanchéités satisfaisantes, d'autant plus qu'aux basses températures il n'existe plus de joints souples ; de même, l'atome d'hydrogène peut migrer dans le réseau cristallin des alliages et ainsi les fragiliser ;

à sa très faible densité (70 kg/m3) qui impose des réservoirs volumineux et relativement lourds, et qui nécessite des pompes à la fois très puissantes et à régime de rotation extrêmement élevé.

  • Mais, au décollage, priorité à la poussée

En revanche, c'est en début de vol que le lanceur est le plus lourd et qu'il faut la poussée la plus forte ; de plus, comme dans cette phase le mouvement est ascensionnel, les premiers étages travaillent contre la pesanteur et seulement une fraction de l'effort appliqué, celle qui ne compense pas le poids, est utilisée pour accélérer le lanceur. Il y a donc intérêt à assurer la montée la plus rapide possible, de façon à réduire ce qu'on appelle les "pertes par gravité". Par suite, dans ce cas, la poussée devient un critère d'optimisation qu'il convient de maximiser.

Un propulseur plasmique PPS 1350 en fonctionnement © A. Souchier

En définitive, on aura affaire à des moteurs extrêmement puissants nécessitant des débits très élevés d'ergols, mais pendant des durées de seulement quelques minutes. C'est ainsi qu'Ariane 5 est doté d'un étage d'accélération composé de deux moteurs consommant chacun 230 tonnes en 2 minutes et développant ensemble une poussée totale atteignant 13 000 kN.

Pour des raisons à la fois de coût et de faisabilité technique, on doit alors utiliser des couples d'ergols plus classiques tels que oxygène liquide / kérosène ou, comme sur Ariane 4, péroxyde d'azote / dérivés de l'hydrazine ; et sur Ariane 5, on fait appel à la propulsion par combustibles solides. En contrepartie l'impulsion spécifique est toujours inférieure à 300 secondes.

  • La course aux hautes pressions

La formule citée plus haut montre aussi qu'un moteur doit fonctionner avec un grand rapport de détente entre la pression de combustion Po et la pression de sortie Pe. Ceci conduit à allonger la tuyère, mais on ne peut aller très loin dans cette voie ;

soit qu'à basse altitude la pression d'éjection soit trop faible par rapport à la pression atmosphérique ambiante, et que l'on se heurte à des effets aérodynamiques préjudiciables au bon fonctionnement du moteur ;

soit qu'à haute altitude l'encombrement du divergent soit très élevé, ce qui augmente son poids propre ainsi que celui de la structure inter-étage qui le contient pendant le fonctionnement des étages qui le précèdent.

Aussi on est conduit à augmenter la pression au foyer ; mais, comme il se doit, cela ne va pas sans difficultés, lesquelles sont dues :

à l'augmentation des transferts thermiques entre une masse gazeuse à 3 000 K et les parois de la chambre de combustion qu'il faut refroidir de plus en plus efficacement. Les flux thermiques transmis peuvent atteindre des valeurs aussi élevées que 5 kW/cm2 ;

aux risques d'instabilité de combustion, de nature à détruire quasi instantanément le moteur ;

à la nécessité d'augmenter les performances des turbopompes ;

de façon générale à une plus grande sollicitation des matériaux.

  • Flux dérivé ou flux intégré ?
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Cependant, nous avons vu que les ergols servaient aussi, partiellement, à faire tourner les pompes. Une fraction de ceux-ci, environ 2 et 3,5 % sur les moteurs cryotechniques (LOX/LH2) d'Ariane 4 et 5, est brûlée séparément dans une chambre de combustion secondaire, avec un rapport de mélange très éloigné des proportions existant dans la chambre principale, de façon à produire des gaz relativement froids (800 à 900 K) et réducteurs qui ne détériorent pas les aubes de turbine. A leur sortie, ils participent aussi à la propulsion, mais médiocrement, car -bien qu'ils aient une masse moléculaire basse- leur énergie est faible ; en d'autres termes, une partie des ergols est éjectée à vitesse trop lente.

Un autre procédé consiste à faire passer la totalité du débit de l'ergol réducteur dans les turbines en luii donnant l'énergie nécessaire par une précombustion partielle, les gaz résultants étant ensuite brûlés de façon optimale dans la chambre de combustion principale.

Ce cycle, dit "à flux intégré" permet un gain d'Isp dans le vide d'environ 10 à 15 secondes par rapport au précédent, à flux dérivé ; cependant, comme toujours, ceci se paye par une complication technologique certaine, car l'étagement des combustions rend le schéma général plus complexe, conduit à une séquence de démarrage plus délicate à mettre au point et impose aux turbopompes de fonctionner à des pressions particulièrement élevées.

Sur Ariane, les moteurs ne sont pas récupérés comme sur la navette US ; il est donc important d'abaisser leur coût et ceci conduit à choisir le cycle à flux dérivé qui a, de plus, l'avantage d'être plus facile et plus rapide à développer.

Ce choix, économiquement raisonnable, est d'autant mieux justifié qu'il existe des voies de recherche, de nature à réduire l'écart de performances entre les deux types de moteurs.