PROPULSION HYPERSONIQUE

Obtenir une combustion supersonique efficace

En dépit du temps de séjour très court – de 1 à 2 millisecondes – dans la chambre de combustion, il faut organiser un mélange intime de l'air et du combustible et obtenir leur réaction complète. Si la température locale est suffisamment élevée (supérieure à 900 ⁰C), le temps de cette réaction chimique ne pose pas de problème dans le cas du mélange hydrogène-air, mais peut entraîner des complications dans le cas de l'utilisation d'un combustible de type hydrocarbure, en particulier si celui-ci est injecté sous forme liquide (il existe nécessairement un délai de vaporisation).

Un jet de combustible pénètre peu dans un écoulement supersonique d'air, notamment s'il est très peu dense, comme l'hydrogène. Afin d'assurer une bonne répartition de ce combustible, il faut donc recourir à des mâts d'injection qui distribuent le combustible partout dans la chambre de combustion mais qui constituent autant d'obstacles créant une traînée supplémentaire réduisant la performance globale du moteur.

Sensibilité du bilan aéropropulsif

L'air servant à la combustion est capté dans l'atmosphère, et se voit conférer de 40 à 75 p. 100 de la vitesse d'avancement du véhicule, ce qui constitue une perte d'énergie (traînée de captation) importante, compensant en partie la poussée fournie par la tuyère. Si, à Mach 2, pour obtenir une poussée nette de 1 il faut une poussée à la tuyère de 2 pour compenser une traînée de captation de 1, à Mach 8, il faut une poussée à la tuyère de 7 pour compenser une traînée de captation de 6. Le bilan aéropropulsif (rapport de la poussée sur la traînée) se dégrade ainsi de plus en plus quand le nombre de Mach de vol augmente.

Il est donc indispensable d'optimiser les performances de chacun des composants et la manière de les intégrer dans le système propulsif et sur le véhicule et de recourir à une géométrie variable du système propulsif pour assurer une performance suffisante sur un très grand domaine de vol.

Il faut pouvoir essayer le système complet au sol (essais en jet libre), ce qui nécessite des installations énormes (certains phénomènes physiques empêchent de réaliser ces essais à échelle réduite). Par ailleurs, plus le nombre de Mach simulé est élevé, plus la température de l'air à l'entrée du moteur doit être élevée (900 ⁰C à Mach 5 ; 2 300 ⁰C à Mach 8). La génération de cet air chaud (par précombustion, grâce à un arc électrique...) induit en général une « viciation » de l'air qui modifie très sensiblement les processus chimiques et aérothermodynamiques dans la chambre et nécessite d'établir des lois de similitudes pour assurer la représentativité des essais au sol.

Il est donc indispensable d'établir une méthodologie de développement et de prédiction des performances d'un véhicule hypersonique à propulsion aérobie en combinant étroitement la démarche expérimentale et la simulation numérique. La validation de cette méthodologie devient un préalable incontournable avant tout développement opérationnel.

Environnement thermique dans la chambre de combustion

Les flux thermiques sur la surface des parois de la chambre de combustion sont de l'ordre de 0,5 à 1 mégawatt par mètre carré, avec des pics locaux pouvant atteindre 5 mégawatts par mètre carré. Il faut par conséquent recourir à une structure des parois en « double peau », à travers laquelle le combustible circule avant son injection dans la chambre. Dans le cas d'un combustible de type hydrocarbure stockable, cette technologie est limitée à Mach 8 environ, car la quantité de chaleur à évacuer est telle que le combustible est vaporisé puis décomposé en hydrocarbures plus légers par des réactions chimiques endothermiques (absorbant[...]