Cycle à combustion étagée

Le principe de la combustion étagée est proposée pour la première fois par l'ingénieur soviétique Alexeï Issaïev en 1949. Le premier moteur utilisant cette configuration est le S1.5400 développé par le bureau OKB 1 pour propulser l'étage supérieur Bloc L du lanceur Molnia, qui réalise son premier vol en 1960[1]. En parallèle, Nikolaï Kouznetsov participe à partir de 1959 au développement de moteurs à combustion étagée pour la fusée N1 dans le cadre du programme lunaire habité soviétique : les NK-15 et NK-15V, puis les NK-33 et NK-43 prévus pour la version améliorée N1F du lanceur. Valentin Glouchko développe quant à lui entre 1961 et 1965 le RD-253, moteur à combustion étagée non cryogénique brûlant du peroxyde d'azote et de l'UDMH utilisé pour propulser le premier étage du lanceur Proton, qui réalise son premier vol en 1967.

Le RS-25, utilisé à partir de 1981 sur la navette spatiale américaine, est le premier moteur à combustion étagée à utiliser de l'hydrogène liquide et de l'oxygène liquide. Son équivalent soviétique utilisé sur le lanceur Energia, le RD-0120, vole en 1987.

Dans un cycle à combustion étagée, une partie des ergols passe dans une ou plusieurs préchambres de combustion, dans lesquelles la proportion de carburant (combustion fuel rich) ou de comburant (combustion oxidizer rich) est volontairement trop élevée pour que la combustion soit complète. Les gaz sortant de cette préchambre de combustion entrainent la turbine de la turbopompe avant d'être injectés dans la chambre de combustion principale avec le reste des ergols[2] - [3]. Dans la mesure où tous les ergols sont éjectés par la tuyère et contribuent à la propulsion, le cycle à combustion étagée est un cycle fermé.

Les moteurs à combustion étagée peuvent avoir un seul ensemble préchambre-turbine qui entraine les deux turbopompes des deux ergols, à l'instar du RD-191, ou au contraire avoir deux turbopompes entrainées par deux turbines distinctes, elles-mêmes alimentée par une seule préchambre ou deux préchambres séparées. Le RS-25 est un exemple de moteur à deux ensembles préchambre-turbine[2].

Schéma d'un moteur à combustion étagée full-flow.

Une variante est la combustion étagée à flux complet (full-flow staged combustion). Dans celle-ci, la turbopompe du carburant est entrainée par une préchambre fuel rich et celle du comburant par une préchambre oxidizer rich[4]. La totalité des ergols passe par l'une des turbines, d'où le nom de la configuration.

Seuls trois moteurs-fusées utilisant cette variante ont atteint le banc d'essai : le RD-270 dont le développement commence en 1962 mais est annulé en 1970 sans avoir jamais volé[5] ; l'Integrated Powerhead Demonstrator (en) dans les années 1990 et 2000[6] ; et le Raptor de SpaceX dont le premier essai a eu lieu en septembre 2016[7] et le premier vol en août 2019[8].

La combustion étagée est le cycle permettant d'atteindre les pressions les plus élevées dans la chambre de combustion, de l'ordre de 250 bar à 300 bar. Elle permet de concevoir des moteurs puissants avec une impulsion spécifique élevée. En contrepartie, les moteurs-fusées obtenus sont plus lourds et plus complexes[2].

Tableau comparatif de moteurs-fusées à combustion étagée

Moteur	Pays	Constructeur	Utilisation	Ergols	Type	Poussée (dans le vide)	Isp (dans le vide)	Pression	Premier vol	Ref.
Archimedes	États-Unis, Nouvelle-Zélande	Rocket Lab	Neutron	LCH4 / LOX	oxidizer rich	890 kN	367 s		En développement	[9]
BE-4	États-Unis	Blue Origin	New Glenn, Vulcan	LCH4 / LOX	oxidizer rich	2 400 kN	355 s	13,4 MPa	En développement	[10]
CE-7.5	Inde	Hindustan Aeronautics	GSLV Mk II	LH2 / LOX		73,5 kN	454 s	5,8 MPa	2014[N 1]	[11]
LE-7	Japon	Mitsubishi Heavy Industries	H-II	LH2 / LOX	fuel rich	1 078 kN	446 s	12,7 MPa	1994	[12] - [13]
NK-33	Union soviétique	Kouznetsov	Antares 100, N1F, Soyouz-2-1v	RP-1 / LOX	oxidizer rich	1 686 kN	331 s	14,5 MPa	2013[N 2]	[14]
Raptor	États-Unis	SpaceX	Starship/Super Heavy	LCH4 / LOX	full-flow	2 000 kN	380 s	30,0 MPa	2019	[7] - [15]
RD-0120	Union soviétique	KB Khimautomatiki	Energia	LH2 / LOX	fuel rich	1 961 kN	455 s	21,9 MPa	1987	[16]
RD-170	Union soviétique	NPO Energomash	Energia, Zenit	RP-1 / LOX	oxidizer rich	7 904 kN	337 s	24,5 MPa	1987	[17]
RD-180	Russie		Atlas III, Atlas V	RP-1 / LOX	oxidizer rich	4 152 kN	338 s	26,7 MPa	2000	[18]
RD-191	Russie		Angara, Antares 200	RP-1 / LOX	oxidizer rich	2 084 kN	338 s	25,8 MPa	2014	[2]
RD-253	Union soviétique		Proton	UDMH / N2O4	oxidizer rich	1 628 kN	316 s	14,7 MPa	1965	[19]
RD-270	Union soviétique		UR-700 (projet)	UDMH / N2O4	full-flow	6 713 kN	322 s	26,1 MPa	annulé en 1970	[20]
RS-25	États-Unis	Aerojet Rocketdyne	STS, SLS	LH2 / LOX	fuel rich	2 279 kN	452 s	20,6 MPa	1981	[21]
YF-100	Chine	AALPT	LM 5, LM 6, LM 7	RP-1 / LOX	oxidizer rich	1 340 kN	335 s	18,0 MPa	2015	[22] - [23]

• Cycle générateur de gaz
• Cycle à expandeur
• Cycle tap-off