PROPERGOLS

PROPERGOLS

La propulsion aéronautique est en général assurée par la combustion prélevé dans l’atmosphère en présence d’air d’hydrocarbures provenant de la distillation du pétrole. Le moteur-fusée, quant à lui, fait appel à des réactions d’oxydation utilisant non plus l’oxygène de l’air, mais des oxydants – dits comburants – plus énergétiques stockés à bord de la fusée. Ce mode de propulsion s’impose pour les missiles à longue portée et pour les lanceurs spatiaux quittant l’atmosphère terrestre. Toute source d’énergie chimique destinée à servir d’agent de propulsion en l’absence d’atmosphère terrestre porte le nom de propergol . On peut en distinguer deux grandes classes: les propergols liquides et les propergols solides , dont les conditions d’utilisation sont complètement différentes.

Bien qu’ils soient à l’origine de la conquête et de l’exploration de l’espace, proche ou lointain, acquis relativement récents, les propergols ont une origine très ancienne. La poudre noire, mélange de charbon de bois, de soufre et de salpêtre, fut utilisée par les Chinois à une époque très reculée pour le lancement de flèches à grande distance. Elle fut introduite en Europe à la fin du XIII^e siècle par les Arabes, et ce n’est qu’à la fin du XIX^e siècle qu’elle fut remplacée progressivement par les poudres dites sans fumée (nitrocellulose, cordites).

Le premier propergol liquide semble remonter à 1895-1897, époque à laquelle Pedro A. Paulet, ingénieur péruvien, aurait utilisé l’action du peroxyde d’azote sur l’essence pour lancer des fusées. Un mathématicien russe, Konstantin Edouardovitch Tsiolkovski, publia en 1903 un projet de fusée fonctionnant par action de l’oxygène liquide sur l’hydrogène liquide. En 1923, Hermann Oberth élabora à Munich la première théorie de la propulsion spatiale, en même temps qu’il décrivit les premières techniques de mise en œuvre des propergols liquides. Les engins expérimentaux se multiplièrent alors, fondés généralement sur l’action de l’acide nitrique fumant ou de l’oxygène liquide sur l’essence. La propulsion par propergols liquides se développa considérablement en Allemagne à partir de 1935; environ 5 000 engins V2 furent lancés en 1944 et 1945. Engin de 14 mètres de hauteur, la fusée V2, d’une masse au décollage de 12,9 t, dont 8,9 de propergol (oxygène liquide et solution aqueuse d’éthanol à 75 p. 100). Son rayon d’action était de quelque 320 kilomètres.

Après la Seconde Guerre mondiale, les nécessités militaires et civiles donnèrent un nouveau développement à la construction de fusées de grande puissance. On pouvait penser, après le succès technique des V2, que les propergols liquides allaient avoir un véritable monopole dans l’exploration de l’espace, les propergols solides se limitant aux roquettes et aux engins de faible puissance. En fait, les progrès considérables réalisés dans l’élaboration et le conditionnement des propergols solides, la relative simplicité de leur utilisation en firent des concurrents très sérieux des propergols liquides. Actuellement, on adapte le choix des propergols aux conditions spécifiques d’utilisation, l’emploi de lanceurs à plusieurs étages n’excluant d’ailleurs pas l’utilisation simultanée de propergols liquides et solides (sur Ariane IV, par exemple).

1. Problèmes de mise en œuvre

La combustion des comburants correspond à la transformation de leur potentiel chimique en énergie cinétique, celle-ci se convertissant à son tour en énergie mécanique. Leur utilisation est donc étroitement liée à leurs caractéristiques thermochimiques. À ces considérations énergétiques s’en ajoutent d’autres, plus techniques, mais non moins essentielles: manutention, stockage, sécurité, toxicité, fiabilité, inertie des matériaux employés, disponibilités industrielles.

Quelle que soit la nature du combustible, la réaction a lieu à pression constante dans une chambre de combustion, et les gaz se détendent dans une tuyère. Comme la pression qui règne à la sortie de celle-ci est supérieure à la pression ambiante, il en résulte une force de propulsion F appelée poussée :

où q est le débit massique des gaz de sortie qui sont animés d’une vitesse v^s , où A^s est la section de sortie de la tuyère et où p ^s et p ^a sont les pressions externe et interne correspondantes. La poussée est maximale lorsque p ^s = p ^a . La vitesse d’éjection des gaz prend alors une valeur c , et F = qc . L’impulsion spécifique I^s est le temps pendant lequel la consommation de 1 kilogramme d’ergols donne une poussée de 1 kilogramme-force (= 9,81 N = 0,981 daN):

g étant l’accélération de la pesanteur. La poussée est donc d’autant plus importante que la vitesse d’éjection des gaz et par conséquent l’impulsion spécifique sont plus grandes. Il en est de même pour la vitesse de la fusée , puisque pour chaque étage:

où M⁰ et M^F sont les masses de la fusée avant et après combustion. Cette relation montre d’ailleurs qu’indépendamment de la nature de la réaction d’oxydation, la vitesse de l’engin est d’autant plus élevée que la masse de propergol utilisée est plus importante par rapport à celle de l’engin lui-même. Autrement dit, on a intérêt à employer des ergols très denses et dont les réservoirs n’exigent que des parois relativement minces. On peut montrer que la vitesse d’éjection des gaz correspond sensiblement à la relation:

où 塚 est le coefficient de détente isentropique, rapport des capacités thermiques massiques des gaz de combustion à pression et à volume constants, p ^s et p ⁰ sont les pressions à la sortie de la tuyère et dans la chambre de combustion, ⁰ la température au sein de celle-ci, M la masse moléculaire moyenne des gaz de combustion et R la constante des gaz parfaits. Une vitesse d’éjection élevée exige donc une température de combustion importante, des gaz de sortie légers (H²O par exemple) et un coefficient 塚 aussi faible que possible.

La température de combustion est d’autant plus importante que la réaction de combustion libère davantage de chaleur. On choisit des propergols dont l’enthalpie de réaction est élevée. Les très hautes températures présentent cependant des inconvénients: consommation d’une partie de l’énergie libérée par la dissociation thermique des molécules formées (à 2 500 ⁰C, 70 p. 100 des molécules d’hydrogène sont déjà dissociées), emploi de matériaux qui, tout en étant légers, résistent à la corrosion dans des conditions de température sévères. Lorsqu’on emploie des ergols liquides à bas point d’ébullition, des dispositifs d’isolation thermique des réservoirs doivent être prévus. Lorsqu’au contraire c’est le point de fusion qui est élevé, il faut prévoir un réchauffement.

En utilisant des réactions d’oxydation hautement énergétiques, on doit éviter tout risque d’explosion. Dans le cas des propergols liquides, les mélanges hypergoliques , c’est-à-dire à inflammation spontanée (acide nitrique et hydrazine, par exemple) permettent de faire l’économie de dispositifs d’allumage. Le choix d’un propergol est donc une opération délicate dans la mesure où les exigences d’efficacité, de régularité et de sécurité font appel à des connaissances scientifiques et technologiques très diverses; il est très souvent le résultat d’un compromis.

2. Propergols liquides

Les propergols liquides donnent généralement des vitesses d’éjection, par conséquent des poussées, plus élevées. Leur combustion peut être ralentie, accélérée ou bien stoppée à tout moment grâce à des dispositifs de télécommande. Ce sont par excellence les propergols des lanceurs spatiaux ^{[cf. ASTRODYNAMIQUE]}.

Les propulseurs utilisés sont plus complexes que ceux des propergols solides, car les propergols liquides posent des problèmes de stockage et de mise en œuvre beaucoup plus difficiles.

Dispositifs de propulsion

Le propulseur à ergols liquides comprend obligatoirement un groupe de réservoirs – dans lesquel les deux liquides participant à la réaction sont stockés séparément –, un dispositif d’alimentation à débit contrôlé et un générateur de poussée avec système d’injection et éventuellement d’allumage, chambre de combustion et tuyère.

Les dispositifs d’alimentation sont de deux types: ou bien on éjecte le combustible et le comburant de leurs réservoirs par pression gazeuse (on emploie généralement l’hélium), ou bien on utilise des pompes aspirantes fonctionnant grâce à une turbine actionnée par un générateur à gaz; celui-ci fait d’ailleurs appel lui-même à une réaction d’oxydation de type propergolique. Le second dispositif, qui permet d’employer des réservoirs à parois relativement minces, est monté à bord des gros lanceurs, le premier étant plus courant sur les petites fusées. Dans les deux cas, l’alimentation doit être soigneusement réglée en fonction du programme de vol. Le rôle du dispositif d’injection est de pulvériser très finement les gouttelettes des liquides réactionnels et d’assurer un mélange homogène dans les conditions de vol. Lorsque le mélange n’est pas hypergolique, le système d’allumage prend une très grande importance. Il peut être électrique, thermique ou catalytique.

Les dimensions et les formes de la chambre à combustion et de la tuyère sont soigneusement calculées en fonction des performances souhaitées, bien que la durée de fonctionnement n’excède jamais quelques dizaines de minutes. Des dispositifs de refroidissement destinés à limiter la corrosion ou à éviter les explosions sont quelquefois prévus, surtout au col de la tuyère, qui est soumis à des contraintes thermiques et mécaniques particulièrement sévères.

Couples de propergols liquides

Les performances des propergols dépendent des conditions d’utilisation, notamment de la pression qui règne au sein de la chambre de combustion et de la composition du mélange réactionnel. La figure 1 donne un ordre de grandeur des impulsions spécifiques obtenues pour un certain nombre de couples réactionnels.

Trois types de propergols liquides sont couramment utilisés: le couple kérosène-oxygène, le couple hydrogène-oxygène et les couples oxydoréducteurs à base de composés azotés.

Couple kérosène-oxygène liquide

Le couple kérosène-oxygène liquide constitue le propergol qui a été et qui est toujours employé dans les étages inférieurs des lanceurs spatiaux américains Atlas, Titan I, par exemple, destinés à l’exploration de l’espace lointain (cf. conquête de l’ESPACE) ou au lancement de satellites d’application (télécommunications, télédétection, météorologie, navigation...), qui nécessitent des masses de propergol considérables: 2 140 tonnes à bord du premier étage de Saturn V par exemple, qui a servi aux lancements du programme Apollo.

Le kérosène est un produit de distillation du pétrole. La variante employée aux États-Unis en raison de ses performances porte le nom de RP1 (rocket propellant one ).

L’oxygène liquide est utilisé en raison de ses qualités énergétiques exceptionnelles (I^s = 375 s pour le couple RP1 - oxygène liquide dans les meilleures conditions d’emploi). L’inconvénient est avant tout le faible point d’ébullition (face=F0019 漣 183 ⁰C) qui pose des problèmes de stockage avant lancement, de transvasement, d’isolation thermique des réservoirs et d’alimentation de la chambre de combustion durant le vol. Il faut également prendre soin d’éviter toute réaction explosive due à des résidus d’impuretés réductrices (huiles minérales par exemple). On a envisagé d’enrichir l’oxygène en ozone par un processus de décharges électriques, mais les risques d’explosion s’en trouveraient accrus. L’enrichissement en fluor, qui a fait l’objet de nombreuses études aux États-Unis et dans l’ex-U.R.S.S., présente le même inconvénient, en plus d’ailleurs de l’extrême agressivité de ce corps vis-à-vis des matériaux qui constituent la chambre de combustion. La faible stabilité thermique du fluor en rend l’utilisation très tentante, l’énergie chimique fournie se trouvant accrue d’autant. Le fluorure d’oxygène ²O, avec un point d’ébullition plus élevé que celui de l’oxygène (face=F0019 漣 145 ⁰C), présente d’excellentes performances, mais l’amélioration apportée n’est pas suffisante pour compenser les inconvénients technologiques d’utilisation (corrosion en particulier).

Couple hydrogène liquide-oxygène liquide

Le couple hydrogène liquide-oxygène liquide est le propergol dont les performances énergétiques sont de loin les meilleures: l’impulsion spécifique sous une pression de 20 mégapascals et pour des proportions optimales peut atteindre 470 s (le mélange optimal est enrichi en hydrogène en raison de la faible masse moléculaire de l’hydrogène gazeux résiduel). Les deux étages supérieurs de Saturne V fonctionnaient grâce au couple hydrogène liquide-oxygène liquide: l’étage n⁰ 2 contenait 80 t d’hydrogène et 400 t d’oxygène, développant une poussée de 450 t; l’étage n⁰ 3 comportait 20 t d’hydrogène et 80 t d’oxygène avec une poussée de 90 t. Le moteur HM7B du troisième étage d’Ariane IV délivre dans le vide une poussée de 6,3 t; cet étage contient 10,6 t d’hydrogène et d’oxygène liquides. Les performances de l’U.R.S.S. et, aujourd’hui, de la Russie dans le domaine spatial s’expliquent pour une large part par l’emploi de ce couple, l’oxygène étant dans certaines occasions enrichi en fluor. La navette spatiale américaine utilise également le couple hydrogène liquide-oxygène liquide pour ses moteurs principaux.

Toutefois, l’utilisation de l’hydrogène liquide se heurte à des difficultés plus grandes encore que celles qui sont soulevées par l’emploi de l’oxygène: point d’ébullition extrêmement bas (face=F0019 漣 253 ⁰C), explosions particulièrement violentes en cas de fuite (qui est à l’origine du drame de la navette Challenger), transvasement dans les réservoirs de la fusée et alimentation de la chambre de combustion très délicats. La densité est faible (d = 0,07), la tension de vapeur élevée dans les conditions d’emploi et l’influence sur les propriétés mécaniques des matériaux métalliques utilisés très préjudiciable. La fabrication elle-même de l’hydrogène liquide pose de sérieux problèmes de mise au point (retards à la transformation para-ortho). Le couple hydrogène liquide-oxygène liquide n’en est pas moins le meilleur pour l’envoi de grandes charges dans l’espace.

Couples oxydoréducteurs à base de composés azotés

Relativement dense (d = 1,5), donnant des performances acceptables (I^s = 220 s avec l’éthanol, C²H⁵OH, sous une pression de 20 mégapascals), liquide dans un domaine de température très commode (de 漣 41 ⁰C à 86 ⁰C), l’acide nitrique est un des oxydants les plus anciennement utilisés. Ses inconvénients étaient le caractère corrosif et la toxicité des vapeurs qu’il émettait, avec le kérosène, par exemple, ou les alcools. Ses performances énergétiques ont pu être sensiblement améliorées par dissolution de peroxyde ²⁴. Celui-ci est d’ailleurs maintenant utilisé seul (Ariane IV).

L’hydrazine donne avec l’acide nitrique des réactions de type hypergolique particulièrement énergétiques grâce à son endothermicité (I^s est de l’ordre de 300 s). L’hydrazine a fait place à un dérivé méthylé, la diméthylhydrazine asymétrique ²H²(CH³)² (UDMH), plus stable, donc moins susceptible d’explosions, liquide à température plus basse (face=F0019 漣 57 ⁰C au lieu de 1 ⁰C), et de performances comparables.

Le couple UDMH-H³ fumant a été utilisé en particulier dans l’étage supérieur de la fusée Atlas Agena B et dans l’un des étages des fusées de la série Delta. Cet ensemble a fait place au couple 50 - ²⁴ (aérozine 50 = 50 p. 100 ²H⁴ + 50 p. 100 UDMH). Permettant une bonne impulsion spécifique (I^s = 280 s), ne conduisant pas à des explosions, ce couple est hypergolique, facilement réglable avec un temps de réponse extrêmement bref. C’est le type même du propergol destiné aux missions requérant précision et sécurité. Il a été utilisé en particulier pour l’alunissage ou le décollage du module lunaire dans les missions Apollo.

3. Propergols solides

Les inconvénients des propergols solides sont très réels par rapport à ceux que présentent les propergols liquides: performances énergétiques inférieures, temps de combustion très brefs, accélérations très élevées, impossibilité d’interrompre la réaction une fois que celle-ci est déclenchée, coût élevé (à poids égal, un propergol composite moderne coûte environ 50 fois plus que le couple RP1-oxygène liquide).

Mais leur utilisation est plus simple (le moteur se réduit à la chambre de combustion et à la tuyère) et ils sont prêts à fonctionner à tout moment sans que se posent de trop sérieux problèmes de stockage: ce sont les propergols idéaux pour les engins militaires et pour les propulseurs d’appoint des lanceurs civils.

Deux classes de propergols solides sont utilisées: les propergols homogènes, qui contiennent une ou plusieurs substances capables de libérer de l’énergie, et les propergols composites, qui constituent des mélanges intimes d’oxydants et de réducteurs.

Propergols homogènes

L’impulsion spécifique des propergols homogènes ne dépasse pas 210 s, mais leur élaboration est plus simple que celle des propergols composites. Ils contiennent presque toujours de la nitrocellulose (de 50 à 90 p. 100). La nitroglycérine et le dinitrate de diéthylèneglycol sont destinés à améliorer les performances. On y ajoute des stabilisants tels que la diphénylamine ou des substances qui améliorent les qualités plastiques.

Propergols composites

C’est dans le domaine des propergols composites surtout que d’importants progrès ont été réalisés, à la fois sur la valeur de l’impulsion spécifique et sur les propriétés mécaniques, qui ont permis de fabriquer des «blocs de poudres» de taille croissante, par exemple ceux des propulseurs d’appoint de la navette spatiale américaine.

Des grains de sels minéraux à caractère oxydant sont dispersés dans une masse de haut polymère, dont le rôle est d’assurer la cohésion et de servir de réducteur. À ces substances de base s’en ajoutent quelques autres destinées à améliorer les propriétés mécaniques ou énergétiques. Les oxydants sont soit des nitrates, soit des perchlorates. Le meilleur est le perchlorate d’ammonium NH⁴Cl⁴ qui, à côté de ses qualités énergétiques, présente l’avantage d’une bonne granulométrie et celui de ne créer ni corrosion ni fumées. Le taux en masse de l’oxydant dépasse généralement 50 p. 100; il est en principe aussi élevé que le permettent les propriétés mécaniques du mélange composite. Le choix du haut polymère, bien que son taux ne dépasse pas 20 à 30 p. 100 de la masse totale, est extrêmement important en raison de son incidence sur les propriétés physiques et mécaniques. Les hauts polymères sont de deux types: grains rigides qui ne sont introduits dans la chambre de combustion qu’une fois formés, ou élastomères obtenus par polymérisation in situ (charges liées). L’élasticité doit être telle que la cohésion du bloc de poudre ne soit modifiée ni par le début de la combustion, ni par les variations de température ou d’accélération en cours de trajet. La charge doit rester parfaitement solidaire de l’enveloppe. Toute fissuration entraîne en effet une modification du programme de vol.

L’utilisation de polyuréthanes, obtenus par polycondensation d’un di-isocyanate et d’un glycol, a donné de bons résultats tant du point de vue des propriétés mécaniques que sur le plan énergétique (l’impulsion spécifique atteint 225 s avec le perchlorate d’ammonium).

Les produits de condensation du butadiène avec l’acide acrylique (PBAA) donnent cependant de meilleures performances. La masse réactionnelle obtenue en cours de polycondensation est en effet moins visqueuse, de sorte qu’est limité le risque d’hétérogénéités et qu’en est facilitée la fabrication de blocs plastiques de plus grande taille.

Le principal additif utilisé est une poudre très fine d’un élément léger, généralement le bore ou l’aluminium; il est destiné à accroître l’enthalpie de réaction en jouant le rôle de réducteur par rapport au perchlorate. Les mélanges PBAA-NH⁴Cl⁴-Al permettent d’atteindre des impulsions spécifiques de l’ordre de 270 s. Ils constituent les blocs des propulseurs d’appoint de la navette spatiale américaine ou du lanceur européen Ariane V. Les performances sont améliorées dans les étages supérieurs par l’inclusion de nitrocellulose ou de nitroglycérine (I^s = 265 s).

Les blocs de poudres contiennent de nombreux additifs en petites quantités: catalyseurs, agents de durcissement tels que le noir de carbone, agents tensio-actifs destinés à faciliter l’enrobement des grains de perchlorate pendant la plastification, etc.

Les plus puissants moteurs à propergols solides actuellement en service (aux États-Unis) contiennent des blocs de 500 t. On peut évaluer leur difficulté de fabrication à la nécessité de disposer de propriétés mécaniques parfaitement homogènes à travers toute la masse du bloc utilisé et pendant toute la durée du vol, dont les conditions sont souvent extrêmement sévères. La figure 2 donne un tableau comparatif des performances de quelques propergols solides.

La géométrie des blocs est très importante, puisque la poussée est sensiblement proportionnelle à la surface réactionnelle. Elle déterminera le programme de vol. La combustion s’effectue généralement de l’intérieur vers l’extérieur dans les fusées de grande puissance. Les parois sont alors protégées par un inhibiteur (résine exempte de perchlorate), de manière à éviter tout échauffement superflu. On limite ainsi les risques de fissuration, en même temps que le poids de l’enveloppe, qui peut être une mince paroi de fibres organiques, de fibres de verre coulées dans un plastifiant ou de métal léger éventuellement renforcé.

La technique de fabrication des gros blocs est le moulage in situ après malaxage des matériaux réactionnels. La polymérisation s’effectue dans le moule qui sert alors d’enveloppe à la fusée.

Les propergols utilisés actuellement pour les applications civiles ou militaires se limitent à des produits en phase liquide ou solide. Une partie des recherches s’est orientée vers l’emploi de propergols hybrides . Un bloc réducteur est soumis à l’action d’un oxydant sous pression, injecté sous forme de gouttelettes ou de gaz. Ce dispositif, qui allie l’avantage des hautes performances énergétiques à celui d’une relative simplicité, est revenu en faveur dans les années 1990.

En fait, par leur nature même, les réactions chimiques ne permettront sans doute pas à elles seules d’entreprendre une exploration lointaine de l’espace. On prévoit dans un avenir plus ou moins proche un recours à d’autres techniques: éjection de fluide échauffé par un dispositif nucléothermique, conversion électrothermique... Le moteur à ions, qui ne donne que de faibles poussées mais avec des impulsions spécifiques de plusieurs milliers de secondes pourra se révéler intéressant pour des missions automatiques de longue durée.

Encyclopédie Universelle. 2012.