FR2957635A1

FR2957635A1 - Multichamber static pressure propellant motor for e.g. military missile, has dynamic units including combustion chamber divided into initial chamber and auxiliary chamber, and central body including pumps integrated with turbine

Info

Publication number: FR2957635A1
Application number: FR1001075A
Authority: FR
Inventors: Gheorghe Parciulea
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2010-03-18
Filing date: 2010-03-18
Publication date: 2011-09-23

Abstract

The motor has dynamic units including a combustion chamber divided into an initial chamber and an auxiliary chamber. A combustion channel sends burned gas from the combustion chamber toward a final output nozzle. The dynamic units include a converging profile followed by a neck. The combustion chamber is cooled by a channel system filled with liquid oxygen. A central body includes propellant pumps integrated with a turbine. Precombustion chambers are arranged among the pumps and the turbine.

Description

MOTEUR PROPULSEUR MULTICHAMBRES A PRESSION STATIQUE NEGATIVE La présente invention concerne les moteurs propulseurs utilisés par les missiles militaires, balistiques ou pas, et par les lanceurs des objets dans l'espace. Les premières moteurs de cette type ont été crée dans les années '50 quand le moteur fusée et le moteur turbocompresseur ont été combinée. The present invention relates to propellant engines used by military missiles, ballistic or not, and launchers objects in space. The first engines of this type were created in the fifties when the rocket engine and the turbocharger engine were combined.

Schématiquement les propulseurs modem sont une combinaison entre un moteur fusée et un moteur turbocompresseur, leur fonctionnement consiste en une combustion en deux temps à flux intégré, ou a flux dérivé. Dans une chambre de précombustion capable de supporte des pressions élevées, une petite quantité des ergols sont brute dans le but de générer l'énergie nécessaire a 1G l'entraînement des pompes a ergols. Les pompes a ergols dans le cas des moteurs a flux intégrée sont montées solidaires avec le turbine sur un axe central et l'ensemble sera entraîné - grâce a la turbine - par les gaz brillées provenant des chambres de précombustion situées entre les pompes à ergols et la turbine. 45 (Voir Fig. Nr. 1). La combustion de ces gaz s'achève ensuit, âpres mélange avec le reste des ergols frais, dans la chambre de combustion principale. Le refroidissement de la chambre de combustion est fait par un système de canaux remplis d'oxygène liquide tout en préchauffant les gaz liquéfie en vu de sa combustion. 2.0 S'arracher a la gravite terrestre réclame une quantité d'énergie colossale, il faut prés de 700 tonnes d'ergols pour envoyer une charge utile de cinq tonnes en orbite géostationnaire. Tous les efforts des concepteurs des propulseurs tendons vers la création des moteurs fusée puissants et des plus en plus fiable, mais aussi de plus en plus économiques, 25 moins gourmands en propergols. Schématiquement on peut jouer sur deux paramètre afin d'obtenir une grande puissance sur un moteur fusée, et ce quel que soit le carburant utilise 1) Augmenter le débit de celui ci, car le moteur fusée repose sur le principe de la matière éjectée, qui nous propulse dans le sens opposé. ) Augmenter la vitesse de sortie de cette matiere, car plus cette vitesse en sortie sera élevée, et plus notre moteur sera performant. Les deux paramètres sont inter-lies, un dépendant de l'autre et également dépendant d'autres facteurs spécifiques (pressions, températures... ). Schematically modem thrusters are a combination between a rocket engine and a turbocharger engine, their operation consists of a two-stroke combustion with integrated flow, or derivative flow. In a precombustion chamber capable of withstanding high pressures, a small amount of the propellants are rough in order to generate the energy necessary to drive the propellant pumps. The propellant pumps in the case of integrated flow motors are mounted integral with the turbine on a central axis and the assembly will be driven - thanks to the turbine - by the glow gases from the precombustion chambers located between the propellant pumps and the turbine. 45 (See Fig. Nr. The combustion of these gases is then completed, after mixing with the rest of the fresh propellants, in the main combustion chamber. The cooling of the combustion chamber is done by a system of channels filled with liquid oxygen while preheating the liquefied gas in view of its combustion. 2.0 Getting rid of Earth's gravity requires a huge amount of energy, and it takes almost 700 tons of propellant to send a five-tonne payload into geostationary orbit. All the efforts of propeller designers tend towards the creation of powerful rocket engines and more and more reliable, but also more and more economical, 25 less greedy propellants. Schematically we can play on two parameters to obtain a great power on a rocket engine, and whatever the fuel uses 1) Increase the flow of it, because the rocket engine is based on the principle of the ejected material, which propels us in the opposite direction. ) Increase the output speed of this material, because the higher this output speed will be, and the better our engine will be. The two parameters are inter-related, one dependent on the other and also dependent on other specific factors (pressures, temperatures ...).

De nouveau moteurs ont vu leur apparition mais, soit leur cout, soit leur rapport de masse (rapport poids / puissance) est très défavorable faisant leur utilisation très délicate, voir dans certains cas impossible au stade actuel de savoir faire. C'est le cas du Statoréacteur, La Propulsion Fusée par Détonation Pulsée (PDRE), La Propulsion Nucléaires, VASIMIR., etc.... SIO Mon invention a comme objectif l'augmentation de la vitesse de sortie de la matière éjecte par la tuyère tout en gardant le même débit massique, c'est-à-dire en gardant la même consommation spécifique de carburant mais, en améliorant considérablement favorable le rapport de masse de l'ensable du lanceur (le rapport poids - puissance). Le changement favorable du rapport poids t puissance de l'engin va permettre soit .l5 d'améliorer les performances en vol de l'aéronef, soit de réduire la quantité des ergols emportées par le lanceur, soit en améliorant leur Isp. = l'Impulsion spécifique. Pour mieux voir en que ça consiste le changement apporte par mon invention on doit revenir et revoir les principes de base de fonctionnement du moteur propulseur : ) Le principe de la matière éjectée qui nous propulse dans le sens oppose F=ma. V b) Le principe de la conservation du débit massique Le long d'un tube de courent la pression totale Pt , le débit Q et l'énergie totale E restent constante a toute section S du tube. c) Le principe de la diminution de la Pression statique (Ps) d'un gaz en écoulement 25 dans un tuyau a diamètre variable selon la loi de BERNOULLI. Pt = Ps + Pd Dans un écoulement d'air suppose incompressible, la somme de la pression statique (Ps) et de la pression dynamique (Pd) reste constante le long d'une ligne de courant. On constate donc que la pression statique (Ps) diminue au fur et au mesure que la 30 vitesse d'écoulement augmente = effet VENTURI. En résumant le rendement du moteur propulseur dépend de plusieurs facteurs constructeurs, et il dépend principalement de la pression et de la température dans la chambre de combustion, et de la quantité et de la vitesse du débit massique éjecte par la tuyère de sortie. New engines have appeared but, either their cost, or their mass ratio (weight / power ratio) is very unfavorable making their use very delicate, see in some cases impossible at the current stage of expertise. This is the case of the Statoréacteur, the Pulsed Detonation Rocket Propulsion (PEMR), the Nuclear Propulsion, VASIMIR., Etc .... SIO My invention has as objective the increase of the exit velocity of the material ejected by the nozzle while maintaining the same mass flow, that is to say, keeping the same fuel consumption but, by improving considerably the mass ratio of the launcher sear (the weight - power ratio). The favorable change in the weight-to-power ratio of the machine will allow either .l5 to improve the flight performance of the aircraft, or to reduce the amount of propellant carried by the launcher, or by improving their Isp. = the specific impulse. To better see what it is the change brought by my invention we must return and review the basic principles of operation of the engine propulsion:) The principle of the ejected material that propels us in the opposite direction F = ma. V b) The principle of maintaining the mass flow rate Along a pipe run the total pressure Pt, the flow rate Q and the total energy E remain constant at any section S of the pipe. c) The principle of reducing the static pressure (Ps) of a flowing gas in a variable diameter pipe according to the BERNOULLI law. Pt = Ps + Pd In an air flow assuming incompressible, the sum of the static pressure (Ps) and the dynamic pressure (Pd) remains constant along a stream line. Thus, the static pressure (Ps) decreases as the flow velocity increases = VENTURI effect. Summarizing the performance of the propellant engine depends on several builder factors, and it mainly depends on the pressure and temperature in the combustion chamber, and the amount and speed of mass flow ejected through the exhaust nozzle.

Pour améliorer la pussée les constructeurs ont travaillé sur des moteurs qui fonction a de pressions et des températures très élevées dans la chambre de combustion, et ils ont augmente le débit massique de celle-ci, et ça donne des consommations des ergols très importantes. To improve the builders have worked on engines that function at pressures and very high temperatures in the combustion chamber, and they have increased the mass flow thereof, and it gives consumptions of propellant very important.

Comme a l'heure actuelle toutes ce possibilités ont été explorée moi, avec mon invention, je. me suis intéresse sur la possibilité d'augmenter la vitesse de sortie de la matière éjecté par la tuyère du moteur, sans augmenter : ni la pression dans la chambre de combustion et, ni le débit massique de celui ci. En exploitant mieux le fennomane de la diminution de la Pression statique (Ps) dans ~Q le long d'une ligne de courant d'écoulement a diamètre variable selon la loi de Bernoulli, et en appliquant le principe du tube de Venturi, j'ai fait augmenter la vitesse de sortie de la matière éjecté par la tuyère du moteur. En partant du fait que l'énergie de pression de la chambre de combustion va être transformé dans la tuyère en énergie cinétique, ont peut constater que de quoi on va 15 augmenter la Pression dynamique (Pd) l'énergie cinétique obtenue en sortie va être beaucoup plus importante. Pour augmenter la vitesse en sortie de la tuyère ont peut faire monte la pression dans la chambre de combustion, mais, il y a des limites que on ne peut pas les dépasser. C'est pour cette raison que moi avec mon invention j'ai fractionne cette chambre de Zj combustion en plusieurs éléments séparées et leur Pression (Pd) sera additionné dans la tuyère, grâce au effet de la loi de Bernoulli. Le résultat sera que la Vitesse ( Ve ) d'écoulement des gaz brule en sortie par la tuyère va être en conséquence de autant de foi augmentée égale avec les nombres des éléments moteurs auxiliaires resultées par la division de la chambre principale de combustion. (Voir Fig. 2.) 2.5 Mon moteur comme les autres moteurs , déjà existent, est une combinaison entre un moteur fusée et un moteur turbocompresseur, et pour facilitée les explications j'ai choisit le cas du fonctionnement en cycle de combustion en deux temps a flux intégrée. Mais, l'invention présente peut s'appliquer aussi bien aux moteurs qui fonction en cycle a flux dérivé, parce que le changement que moi, j'ai fait apporte, concerne la partie 34 fusée et pas la partie turbocompresseur. De plus dans le cas à des petits moteurs fusés, les turbopompes ne sont pas nécessaires. Pour injecter les ergols on utilise un gaz relativement neutre (Hélium) qui augmente la pression dans les réservoirs et qui pousse les ergols dans la chambre de combustion. As at present all this possibilities have been explored me, with my invention, I. I am interested in the possibility of increasing the exit velocity of the material ejected by the engine nozzle, without increasing: nor the pressure in the combustion chamber and nor the mass flow of it. By making better use of the fennomane of the reduction of the static pressure (Ps) in ~ Q along a flow line of variable diameter according to Bernoulli's law, and by applying the principle of the Venturi tube, I have increased the exit velocity of the material ejected by the engine nozzle. Starting from the fact that the pressure energy of the combustion chamber will be converted in the nozzle into kinetic energy, it can be seen that the Dynamic Pressure (Pd) will be increased. The kinetic energy obtained at the output will be increased. much more important. To increase the speed at the outlet of the nozzle, the pressure in the combustion chamber can rise, but there are limits that can not be exceeded. It is for this reason that I, with my invention, split this combustion chamber Zj into several separate elements and their pressure (Pd) will be added to the nozzle, thanks to the effect of Bernoulli's law. The result will be that the velocity (Ve) of gas flow burns out through the nozzle will be accordingly increased by the same number of auxiliary engine elements resulting from the division of the main combustion chamber. (See Fig. 2.) 2.5 My engine, like the other engines already in existence, is a combination of a rocket engine and a turbocharged engine, and for easier explanations I chose the case of the two-stage combustion cycle operation. has integrated flow. But, the present invention can be applied to engines that function in a derivative flow cycle, because the change that I made, relates to the part 34 rocket and not the turbocharger part. Moreover, in the case of small rocket engines, turbopumps are not necessary. In order to inject the propellants, a relatively neutral gas (Helium) is used which increases the pressure in the tanks and pushes the propellants into the combustion chamber.

La première partie de mon moteur ù la partie turbocompresseur - va être similaire aux moteurs connus (déjà existantes), qu'est que sa va changer c'est la partie fusée. Dans le corps central du moteur il y a les deux pompes à ergols qui sont montées solidaires avec la turbine sur un axe central et l'ensemble sera entaillée par les gaz brulees provenant des chambres de précombustion situées entre les pompes à ergols et la turbine. (Voir Fig. Nr. 2). Par la suite selon l'invention les gaz broie vont être acheminée vers une CHAMBRE INITIALE de combustion ou, avec l'arrive d'une partie des gaz frais, la combustion dans la partie fusée commence. ~D La CHAMBRE PRINCIPALE de combustion, selon l'invention, est compose d'une CHAMBRE INITIALE de combustion et des deux ou plusieurs autres CHAMBRES AUXILLIAIRES de combustion (Voir Fig.2). La sortie des gaz brule de la chambre initiale de combustion ne se fera plus directement par la tuyère classique de détente mais, selon l'invention, les gaz broie vont ,16 être achemine par un CANAL de COMBUSTION vers la tuyère finale de détente en traversant l'ensemble de la chambre de combustion mufti étagée. (Voir Fig. N:3 et 4) Le canal de combustion est la continuation du col de la tuyère selon le profil rationnel de celle-ci, qui comporte trois parties - la partie convergente, 20 - le col la partie divergente (Voir Fig. N. 5 ) Selon l'invention, mon moteur, suite au changement que j'ai fait apporte, va avoir une tuyère composée de ; 2.5 plusieurs parties convergentes - le canal de combustion (le col ) - la partie divergente, ou la sortie finale. (Voir Fig.N.2 et 3 ). Le canal de combustion qui achemine les gaz brule vers la tuyère de détente, selon 30 l'invention, a la forme d'un tube à diamètre constante, prévue avec des fenêtres pour recevoir les gaz brulées provenant des chambres auxiliaires de combustion. ( Voir Fig. N. 3 et 4 ). The first part of my engine - the turbocharger part - is going to be similar to the known engines (already existing), that is going to change it is the rocket part. In the central body of the engine there are two propellant pumps which are mounted integral with the turbine on a central axis and the assembly will be cut by the burnt gases from the precombustion chambers located between the propellant pumps and the turbine. (See Fig. Nr. Subsequently according to the invention, the grinded gases will be fed to an initial combustion chamber or, with the arrival of a portion of the fresh gases, the combustion in the rocket part begins. The main combustion chamber, according to the invention, consists of an initial combustion chamber and two or more auxiliary combustion chambers (see FIG. 2). The output of the combustion gases from the initial combustion chamber will no longer be directly via the conventional expansion nozzle but, according to the invention, the grinded gases will be conveyed via a COMBUSTION CHANNEL to the final expansion nozzle while passing through. the entire mufti combustion chamber staged. (See Fig. N: 3 and 4) The combustion channel is the continuation of the neck of the nozzle according to the rational profile thereof, which has three parts - the converging part, 20 - the neck the diverging part (See Fig N. 5) According to the invention, my engine, following the change I made, will have a nozzle composed of; 2.5 several convergent parts - the combustion channel (the neck) - the divergent part, or the final exit. (See Fig.N.2 and 3). The combustion channel which conveys the gas burns to the flash nozzle according to the invention is in the form of a constant diameter tube provided with windows for receiving the burnt gases from the auxiliary combustion chambers. (See Fig. 3 and 4).

Selon l'invention, deux ou plusieurs chambres auxiliaires, de forme segmentaire disposée en anneau, dans le même plan transversal par rapport au canal de combustion peuvent venir compléter le système en coiffant le canal de combustion. (Voir Fig. N. 3 et 4). According to the invention, two or more auxiliary chambers, of segmental shape arranged in a ring, in the same plane transverse to the combustion channel can complete the system by capping the combustion channel. (See Fig. 3 and 4).

L'évacuation de leur gaz brulés se va faire, selon l'invention, par des fenêtres prévues dans le canal de combustion. Selon l'invention, chaque anneau des chambres auxiliaires de combustion va former avec la partie du canal de combustion que elle coiffe et ou elle évacue ses gaz brille une UNIT E DYNAMIQUE. (ou un Etage de Combustion) (Voir Fig. N. 3 et 4). ,/O La forme de chaque chambre auxiliaire va reproduire dans sa partie finale, la forme logique de la tuyère du moteur fusée, avec une partie convergente, un col représentée selon l'invention par la fenêtre du canal de combustion et une partie divergente qui est la sortie finale. (Voir Fig. 4). En réunissant son flux moteur avec le flux moteur de l'élément supérieur qui s'écule /5 par le canal de combustion, l'unité dynamique, va reproduire à nouveau le phénomène d'écoulement dans un tuyau à diamètre variable. Le fait d'avoir dans le canal de combustion la Pression statique (Ps) négative, par l'effet Venturi, le gaz brute des chambres auxiliaires vont être aspire dans le courant vers la tuyère finale d'évacuation. Et ce flux moteur se va comporter, selon l'invention, 20 comme un flux moteur unitaire a la quelle sera applique a nouveau les lois de Bernoulli : Pt Ps + Pd La Pression totale (Pt) sera la somme de l'adition de la Pression dynamique (Pd) de la chambre initiale et des Pressions dynamiques (Pd) des chambres auxiliaires du système dans sa totalité.The evacuation of their burned gas will, according to the invention, be made by windows provided in the combustion channel. According to the invention, each ring of the auxiliary combustion chambers will form with the part of the combustion channel that it caps and where it evacuates its gas shines a DYNAMIC UNIT. (or a Combustion Stage) (See Fig. 3 and 4). The form of each auxiliary chamber will reproduce in its final part, the logical form of the nozzle of the rocket motor, with a converging portion, a neck shown according to the invention by the window of the combustion channel and a diverging portion which is the final exit. (See Fig. 4). By uniting its motor flow with the motor flow of the upper element flowing through the combustion channel, the dynamic unit will reproduce again the phenomenon of flow in a variable diameter pipe. Having in the combustion channel the static pressure (Ps) negative, by the Venturi effect, the raw gas of the auxiliary chambers will be sucked into the stream to the final discharge nozzle. And this motor flow is going to comprise, according to the invention, as a unit motor flow to which will be applied again the Bernoulli laws: Pt Ps + Pd The total pressure (Pt) will be the sum of the addition of the Dynamic pressure (Pd) of the initial chamber and dynamic pressures (Pd) of the auxiliary chambers of the system as a whole.

25 Le fait d'avoir fractionnée la chambre principale de combustion en plusieurs chambres (initiale et auxiliaires) a permis à mon moteur d'augmenter la vitesse d'écoulement du flux moteur Q dans le canal de combustion. Et en même temps d'augmenter par adition la Pression dynamique (Pd) du flux moteur Q , sans subir les contraintes d'une augmentation directe de la pression dans une 30 seule chambre de combustion. Le phénomène peut être expliqué aussi par le profil rationnel de la tuyère (Voir Fig. 5) : en désignant par Q le débit du gaz qui passe en une seconde dans une section quelle conque S et par d son poids spécifique et par V sa vitesse, on a Q=SVd Au fur et à mesure que les gaz avancent dans la tuyère, ils se dilatent et leur vitesse V augmente en suivant une courbe. Mais par suite de l'augmentation de volume (due à la détente) le poids spécifique du gaz diminueplus lentement que l'augmentation de vitesse, de sorte que le produit V d augmente. Or, comme le débit Q reste constant, la section S doit diminuer. C'est pourquoi, a l'entrée des gaz dans la tuyère, la section de celle-ci va en diminuant la PARTIE CONVERGENTE. Quand cette partie convergente atteint une section limite, celle-ci porte le nom de COL DE LA TUYERE. On démontre qu'à cet endroit le poids spécifique des gaz 10 diminue rapidement et pour conserver le débit Q , il faut augmenter la section S , nous auron La PARTIE DIVERGENTE. C'est dans cet endroit-la de la tuyère que tout se passe selon mon invention, c'est ici que pour conserver le débit Q je n'ai pas fait augmentée la section S mais, j'ai fait venir, selon l'invention, dans le col de la tuyère les gaz provenant de la chambre 15 auxiliaire superpose au col. La nécessite de conserve le débit Q exprime par la Pression statique (Ps) négative qui a donne l'effet Venturi va « aspire » le flux supplémentaire du débit Q' provenant de la chambre auxiliaire de combustion dans la ligne de courant du col de la tuyère, qui devient selon l'invention Le CANAL de COMBUSTION.Having split the main combustion chamber into several chambers (initial and auxiliary) allowed my motor to increase the flow velocity of the motor flow Q in the combustion channel. And at the same time increase by addition the dynamic pressure (Pd) of the motor flow Q, without being subjected to the constraints of a direct increase of the pressure in a single combustion chamber. The phenomenon can also be explained by the rational profile of the nozzle (see Fig. 5): by designating by Q the flow of the gas which passes in one second in a section which conque S and by its specific weight and by its velocity V As the gases advance into the nozzle, they expand and their velocity V increases along a curve. But as a result of the increase in volume (due to expansion), the specific weight of the gas decreases more slowly than the increase in velocity, so that the product V d increases. Since the flow rate Q remains constant, the section S must decrease. That is why, at the entry of the gases in the nozzle, the section of this one goes decreasing the CONVERGENT PART. When this convergent part reaches a limit section, this one is called COL DE LA TUYERE. It is shown that at this point the specific gravity of the gases 10 decreases rapidly and to maintain the flow Q, it is necessary to increase the section S, we will have the DIVERGENT PART. It is in this place of the nozzle that everything happens according to my invention, it is here that to maintain the flow Q I did not increase the section S but, I did come, according to the In the neck of the nozzle, the gases from the auxiliary chamber are superposed on the neck. The requirement to keep the flow rate Q expressed by the negative Static Pressure (Ps) that gave the Venturi effect will "suck" the additional flow of the flow Q 'from the auxiliary combustion chamber into the flow line of the neck of the nozzle, which becomes according to the invention the COMBUSTION CHANNEL.

20 En final âpres que le canal de combustion a reçu le gaz des chambres auxiliaires, et le flux total du débit a augmente considérable sa vitesse, la tuyère peut prendre sa forme divergente en augmentant sa section S pour conserver son nouveau débit Q" en se detendant, c'est la partie divergente de la tuyère de mon moteur. En sortant de la chambre de combustion, les gaz possèdent une énergie de pression 2 6 qui sera transformée en énergie cinétique, en se détendant dans la tuyère. Par le fait de diviser la chambre de combustion, l'énergie de pression va être additionnée sous forme d'énergie cinétique dans le canal de combustion grâce_à l'effet de la loi de Bernoulli Pt = i'14- (Ps + Pd) L'énergie consomme par les pompes à ergols pour créer la pression d'injection dans les chambres de combustion ne sera pas plus importante, car la quantité totale des ergols à pomper sera identique avec un moteur similaire de sa catégorie. Comme les gaz brulees qui sortent des chambres auxiliaires de combustion vont débucher dans le canal de combustion ou la Pression statique (Ps) est diminue, leur Pressions dynamique (Pd) vont être « aspirées » dans le courant de gaz brute dans le canal de combustion vers la sortie, en augmentant la vitesse d'écoulement du flux final. Selon la loi de Bernoulli et a sa application : le tube de Venturi (Voir Fig. 6) : Pt=Ps+Pd et en sachant que, pour un corps solide, l'énergie cinétique est égale à : E ='/ZMVZ pour l'air, il soufi de remplacer la masse M par la masse volumique µ de l'air pour obtenir L'équation de l'énergie cinétique par unité de volum, ou Pression dynamique(Pd) 40 Pd =V2gV2 Puisque la pression totale N est la somme des pressions statiques Ps et dynamiques Pd, et que cette valeur est constante tout au long du tube courant, on peut donc écrire l'équation énergétique Pst += Ps2+'/2µV2 95 Le débit Q étant invariant, on peut alors écrire Psi - Ps2 = +pV, /L)2 4J Et on peut mesurer les pressions statiques, et en fonction des leur valeurs, chaque constructeur va avoir la possibilité de calculer la taille de chaque élément moteur, leur pression, leur température et leur débit du flux moteur, pour mieux bénéficie de l'effet 2C3 Venturi ( Voir Fig.6) . Dans le cas de mon moteur chaque élément dynamique va apporte son flux moteur et l'énergie cinétique finale va être calcule en tenant compte de l'apport énergétique correspondant à chaque étage dynamique : Pdf = Pdi + Priai + Pda2 +Pda 3 + Pda n 2.5 Pdf = Pdi+Z"l'/2V2- 0 u Pdf = pression dynamique finale Pdi = pression dynamique initiale Pda = pression auxiliaire Et selon le théorème des quantités de mouvements qui indique que la pousse P est proportionnelle au débit massique m° et a sa vitesse d'éjection Ve : P=m°Ve Ve - en Kg/sec m° - en Kg/sec Ve - en m/se P - en KgF En introduisant dans la formule de la poussée l'équation de l'énergie cinétique par unité de volume on obtient l'équation de la poussée de mon moteur P m°f • Vef Ou m°f la somme des débits massiques de chaque élément moteur Vef = la somme de toutes vitesses (la vitesse finale) Ou: P = ZM(m° Ve) Les chambres auxiliaires de combustions seront alimentées en ergols selon l'invention par les mêmes pompes a ergols par de canaux spéciaux prévues a leur usage, et leur tracées sera acheminée dans les parois de la tuyère, du canal de combustion et des I O chambres de combustion en vue du refroidissement du moteur et du préchauffage des ergols. Dans le canal de combustion, selon l'invention, la vitesse d'écoulement des gaz brulés va augmenter avec autant des foix, égale avec les nombres (n) des chambres auxiliaires utilisées par le constructeur. Qu'est que sa va changer dans lecaz de mon moteur, ça ne seras pa la quantité des gaz brulées mais, l'énergie cinétique de ce gaza Et comme le principe de base d'un moteur lanceur est la matière éjecte qui nous propulse dans le sensé oppose, l'énergie cinétique supplémentaire produite par mon moteur va augmenter le rendement de celui-ci sans faire appel a des quantités supplémentaires des ergols. Finally, after the combustion channel has received the gas from the auxiliary chambers, and the total flow of the flow has considerably increased its velocity, the nozzle can take on its divergent shape by increasing its section S to maintain its new flow rate Q ". This is the divergent part of the nozzle of my engine.On leaving the combustion chamber, the gases have a pressure energy 26 which will be transformed into kinetic energy, while relaxing in the nozzle. divide the combustion chamber, the energy of pressure will be added as kinetic energy in the combustion channel thanks to the effect of Bernoulli's law Pt = i'14- (Ps + Pd) Energy consumes by the propellant pumps to create the injection pressure in the combustion chambers will not be greater, because the total quantity of the propellants to be pumped will be identical with a similar engine of its category. auxiliary combustion chambers will flow into the combustion channel or Static Pressure (Ps) is decreased, their Dynamic Pressures (Pd) will be "sucked" into the raw gas stream in the combustion channel to the outlet, increasing the flow velocity of the final flow. According to Bernoulli's law and its application: the Venturi tube (see Fig. 6): Pt = Ps + Pd and knowing that, for a solid body, the kinetic energy is equal to: E = '/ ZMVZ for the air, it suffices to replace the mass M by the density μ of the air to obtain the equation of the kinetic energy per unit of volum, or dynamic pressure (Pd) 40 Pd = V2gV2 Since the total pressure N is the sum of the static pressure Ps and dynamic Pd, and that this value is constant throughout the current tube, we can write the energy equation Pst + = Ps2 + '/ 2μV2 95 The flow rate Q being invariant, we can then write Psi - Ps2 = + pV, / L) 2 4J And one can measure the static pressures, and according to their values, each manufacturer will have the possibility of calculating the size of each motor element, their pressure, their temperature and their flow. motor flow, to better benefit from the 2C3 Venturi effect (See Fig.6). In the case of my engine each dynamic element will bring its motor flow and the final kinetic energy will be calculated taking into account the energy supply corresponding to each dynamic stage: Pdf = Pdi + Priai + Pda2 + Pda 3 + Pda n 2.5 Pdf = Pdi + Z "l '/ 2V2- 0 u Pdf = final dynamic pressure Pdi = initial dynamic pressure Pda = auxiliary pressure And according to the quantity of motion theorem which indicates that the shoot P is proportional to the mass flow m ° and at its ejection speed Ve: P = m ° Ve Ve - in Kg / sec m ° - in Kg / sec Ve - in m / se P - in KgF By introducing in the formula of the thrust the equation of the kinetic energy per unit of volume we obtain the equation of the thrust of my engine P m ° f • Vef Or m ° f the sum of the mass flow rates of each motor element Vef = the sum of all speeds (the final speed) Or: P = ZM (m ° Ve) The auxiliary combustion chambers will be fed with propellants according to the invention by the The same propellant pumps are provided with special channels provided for their use, and their traces will be conveyed into the walls of the nozzle, the combustion channel and the combustion chambers for the purpose of cooling the engine and preheating the propellants. In the combustion channel, according to the invention, the flow velocity of the burned gases will increase with as many foixes, equal to the numbers (n) of the auxiliary chambers used by the manufacturer. What's going to change in the lecaz of my engine, it will not be the amount of gas burned but, the kinetic energy of this gas And as the basic principle of a launcher engine is the ejected material that propels us into the opposite, the additional kinetic energy produced by my engine will increase the efficiency of it without using additional quantities of propellants.

Claims

CLAIMS1) Multi-chamber propulsion engine with negative static pressure to increase the speed at the outlet of the material ejecthpar nozzle, characterized in that it comprises a combustion chamber divided into an initial chamber and several other auxiliary combustion chambers.

2) multi-chamber propulsion engine with static negative pressure, according to claim No. 1, characterized in that it comprises a combustion channel which conveys the burnt gases from the combustion chambers to a final outlet nozzle.

3) Negative static pressure propulsion engine according to claim 2, characterized in that it comprises a plurality of dynamic units, each consisting of the combustion channel and an adjacent auxiliary combustion chamber, each dynamic unit forming a combustion stage.

4) propulsion engine according to claim Na 3, characterized in that each dynamic unit has a convergent profile followed by a collar.

5) A propulsion engine according to any one of claims 3 and 4, characterized in that it comprises along the combustion channel several dynamic units each having a convergent profile followed by a neck.