La Société d'Études pour la Propulsion par Réaction (SEPR) (en francés : Sociedad de Investigación de Propulsión a Chorro ) fue una empresa francesa de investigación y fabricación fundada en 1944 que se especializó en el desarrollo de motores de cohetes alimentados con combustible líquido durante las décadas de 1950, 1960, 1970 y 1980. [2]
El SEPR 841 es un motor cohete propulsado por líquido utilizado como unidad de potencia auxiliar para el avión interceptor de gran altitud de potencia mixta Dassault Mirage III de la década de 1960. El motor fue uno de varios similares desarrollados por SEPR.
En la década de 1950, en Europa occidental existía una gran preocupación por los ataques de flotas de bombarderos de gran altitud, como el Tu-95 Bear . Estos eran anteriores al desarrollo de postcombustión práctica o de misiles tierra-aire, por lo que se buscaron medios para mejorar el rendimiento de los aviones convencionales. En particular, en Francia, y en cierta medida en el Reino Unido, [i] se estudiaron aviones interceptores de potencia mixta, con una combinación de potencia de reactor y cohete. El cohete se utilizaría para el rendimiento a gran altitud, aumentando la velocidad o el techo.
Los estudios franceses para interceptores de potencia mixta comenzaron en 1948. [3] En 1953, el avión Trident de SNCASO estaba volando. Se trataba de un diseño inusual, con un solo motor cohete SEPR de tres cámaras como motor principal, asistido para el despegue y el vuelo a baja altitud por dos turborreactores Turbomeca Marboré . [ii] El Trident era difícil de manejar solo con los turborreactores de baja potencia y consumía mucha combustible con la potencia del cohete. Este uso principal del cohete no se repitió en el futuro: los aviones posteriores serían propulsados por reactores, y el cohete se reservaría para carreras de alta velocidad. Los cohetes posteriores también serían considerablemente menos potentes que el SEPR 48-1 del Trident.
Un desarrollo para el avión Trident II fue el motor SEPR 631 de dos cámaras. Las dos cámaras podían funcionar por separado. Aunque no se podía regular el acelerador, esto proporcionaba un ajuste de empuje a la mitad.
El Mirage y su distintiva forma de ala delta comenzaron con el prototipo MD.550 Mystère-Delta . Este tenía poca relación, aparte de su nombre, con el Dassault Mystère , el caza de ala en flecha francés de la época. El avión delta era más pequeño, alrededor de dos tercios del peso del Mystère y estaba propulsado por dos pequeños turborreactores Viper y el cohete SEPR 66. Estos tres motores apenas superaban el empuje del ATAR 101D del Mystère , aunque también solo pesaban aproximadamente la mitad del ATAR.
El Mirage III adoptó el ATAR 9, más desarrollado y con mayor capacidad de postcombustión . [iii] Como el ala delta aumentó considerablemente la capacidad supersónica del avión, se mantuvo la potencia del cohete. Este fue el primer avión europeo en superar Mach 2 en vuelo nivelado. [iv]
Se reconoció que la mayoría de los perfiles de misión no requerían el cohete y no podían permitirse el lujo de consumir su combustible. El objetivo original de interceptar bombarderos que volaban a gran altura también parecía estar retrocediendo en favor de los misiles, tanto para la ofensiva como para la defensa. El cohete del Mirage se montó como una cápsula extraíble que podía reemplazarse por un tanque de combustible para aviones de 90 galones imperiales (410 L) para obtener un alcance adicional. Solo la intercepción a gran altitud seguiría utilizándolo. [7]
Para mantener el equilibrio a medida que se consumía el combustible del cohete, el paquete de cohetes estaba dividido en dos partes. El tanque oxidante de ácido nítrico de 310 litros (69 gal imp.) estaba montado directamente delante del motor del cohete. Un tanque de combustible TX2 [8] Furaline [5] más pequeño de 150 litros (32 gal imp.) estaba montado en el compartimiento delantero justo detrás de la cabina, reemplazando el paquete de cañones. Cuando estaba en el papel de interceptor propulsado por cohetes, la aeronave solo estaría armada con misiles.
El paquete de cohetes podía cambiarse en unos 20 minutos quitando seis pernos. [5] El reabastecimiento del oxidante del cohete era potencialmente algo peligroso, por lo que se llevó a cabo lejos de otras aeronaves, por parte de la tripulación de tierra con ropa protectora y con un equipo de bomberos de guardia para limpiar cualquier derrame. El reabastecimiento de ácido se llevó a cabo sobre una bandeja de goteo de acero, con el flujo de ácido y el retorno de ventilación del tanque a través de una tubería cerrada con una mirilla para observar los tanques llenos. [8]
El rendimiento en misiones de entrenamiento alcanzó Mach 1,4 sin el cohete y 1,8 con él. Se podían alcanzar altitudes de 65.000 pies (20.000 m) en un ascenso rápido, o 75.000 pies (23.000 m) con el empuje del cohete. La duración típica de una misión de entrenamiento de 45 minutos se reduciría a menos de 30, con un alto Mach y el uso del cohete. [8]
Los motores de cohetes auxiliares de SEPR se basaban en una química de combustible hipergólico de 98,5% de oxidante de ácido nítrico (HNO3 ) con alcohol furfurílico como combustible, en una proporción de 2,4:1. [ 9] Los combustibles posteriores [ verificación fallida ] fueron una mezcla de 41% de alcohol furfurílico, 41% de xilidina y 18% de alcohol metílico o furalina (C13H12N2O ; 2- (5-fenilfuran-2-il)-4,5 - dihidro-1H-imidazol [10] ).
De manera inusual, las turbobombas de algunos de los motores del SEPR eran accionadas mecánicamente desde el exterior. [v] Un eje de transmisión mecánico del accionamiento auxiliar del turborreactor principal proporcionaba los 93 caballos de fuerza de freno (69 kW) necesarios a 5070 rpm, [vi] siempre que el motor funcionara a plena velocidad. [5] Como los propulsores son hipergólicos, el motor se puede encender repetidamente simplemente acoplando el accionamiento del embrague a la bomba.
La cámara de combustión única del motor se enfriaba regenerativamente mediante el oxidante ácido. [11]
El 841 utilizó TX2 ( trietilamina xilidina ) como combustible.
El motor fue diseñado para su simplicidad y fiabilidad, en lugar de para un control sofisticado. El único control del piloto era un simple interruptor de encendido y apagado, mientras que las válvulas y la bomba se controlaban mediante un temporizador electromecánico. La energía para accionar las válvulas principales se obtenía mediante una botella de aire comprimido o la presión del combustible.
Los tanques estaban presurizados con aire, el tanque de combustible con aire purgado por el compresor del motor y el tanque de oxidante con aire de ariete y adicionalmente con la botella de aire almacenado. El aire de ariete se tomó de las purgas de la capa límite de entrada supersónica. [12] Una única válvula controlada por temporizador abrió el suministro de aire almacenado que luego abrió las llaves neumáticas de baja presión. Una segunda válvula, después de un retraso, activó el embrague de la turbobomba. Las llaves de alta presión se abrieron con un único pistón hidráulico, impulsado por la presión de combustible controlada a través de una tercera válvula temporizada. Tanto el combustible como el oxidante fluyeron primero a través de una pequeña válvula piloto para el encendido, antes de que se abrieran sus válvulas principales. La apertura correcta de las cuatro válvulas fue monitoreada por el control del temporizador, para garantizar una mezcla segura. [11]
Se proporcionó un sistema de válvula de descarga para cualquier ácido residual. [11] El oxidante cargado se quemó en vuelo antes del aterrizaje o se descargó. [2]
La producción en masa de los motores estuvo a cargo de Hispano-Suiza . [2]
Para simplificar el suministro de combustible, el combustible TX2 del SEPR 84-1 fue reemplazado por queroseno jet TR-0 estándar [8] como el SEPR 84–4. [13] Esto requirió algunos cambios en el motor.
Para lograr un encendido hipergólico confiable, se conservó un pequeño tanque de TX para alimentar la válvula de encendido piloto del motor. Este suministro de combustible se controlaba de manera muy simple, mediante el desplazamiento bajo presión de combustible que actuaba sobre un pistón en el tanque. [11] La capacidad de TX limitaba el motor a solo dos o tres arranques por vuelo.
El tanque de la bahía delantera también podría usarse como un tanque de combustible adicional para el motor a reacción principal. [14] Sin embargo, el tanque principal no podía abastecer al cohete. [11] Reemplazar tanto el cohete como el cañón con los tanques de combustible proporcionó un alcance de transbordador adicional .
