Brevet FR2108006A1 — publié le 19720512

La présente invention est relative à un turboréacteur pouvant être utilisé dans un avion pour permettre à celui-ci le décollage vertical (YTOL) ou le décollage sur courte distance (STOL). 5 Conformément à l'invention, on prévoit un turboréacteur pour avion comportant un compresseur, une chambre de combustion et une turbine disposée pour entraîner le compresseur, groupe dans lequel une partie substantielle des gaz fournis par le moteur sont projetés par l'intermédiaire de moyens permettant.de 10 faire varier la direction du flux, ces moyens étant disposés entre le compresseur et la turbine. Suivant une caractéristique particulière -de l'invention, on réalise un avion comportant un turboréacteur qui comporte un compresseur, une chambre de combustion et une turbine qui en-15 traîne le compresseur, groupe dans lequel une partie substantielle des gaz fournis par le moteur sont projetés par l'intermédiaire de moyens susceptibles de faire varier la direction du flux, par rapport à l'attitude normale de l'avion, entre une direction orientée vers le bas et une direction orientée vers 20 l'arrière, lesdits moyens étant disposés entre le compresseur et la turbine du moteur, et à une position telle que la poussée, quand le flux projeté est orienté vers le bas, passe sensiblement par le centre de gravité de l'avion,, Conformément à une autre caractéristique de l'invention, 25 on prévoit un turboréacteur pour avion comprenant, dans le sens de l'écoulement, un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, groupe dans lequel le flux qui traverse le compresseur se déplace en sens opposé du flux qui traverse la turbine, les gaz fournis par le moteur étant expulsés par des moyens $0 susceptibles de modifier la direction du flux projeté, ces moyens étant disposés entre le compresseur et la turbine„ Suivant une autre particularité encore'de l'invention, on prévoit un turboréacteur pour avion comprenant, en série dans le sens de l'écoulement, un premier et un second compresseur, 55 une chambre de combustion, ainsi qu'une première et une seconde turbine, groupe dans lequel le flux traversant le second compresseur et la turbine se déplace en direction opposée du flux qui traverse le premier compresseur, et dans lequel la première turbine est disposée pour entraîner le second compresseur, une 71 34416 2 2108006 partie substantielle des gaz fournis par le moteur étant projetée par des moyens susceptibles de modifier la direction du jet par rapport à l'attitude normale de l'avion, depuis l'avant vers l'arrière en passant par le bas, ces moyens étant disposés 5 entre le premier compresseur et la seconde turbine à un emplacement tel que la poussée résultant de la projection vers le bas s'applique sensiblement suivant le centre de gravité de l'avion. Diverses variantes de réalisation seront maintenant décrites plus en détail et à titre d'exenqple seulement, en se 10 référant aux dessins annexés, dans lesquels : Les Figures 1A, 1B et 10 montrent ensemble une coupe horizontale longitudinale passant par un turboréacteur à groupe unique ou à simple flux réalisé conformément à l'invention. La Figure 2 montre une variante de réalisation d'un moteur 15 à groupe unique conforme à l'invention. La Figure 3 est une coupe longitudinale horizontale schématique d'un turboréacteur à deux groupes ou à double flux réalisé conformément à l'invention, et La Figure 4 représente un avion construit conformément à 20 1'invention. En se référant d'abord aux Figures 1A, 1B et 10, on voit / que. le turboréacteur représenté comporte un groupe unique qui comprend un ensemble de compresseur 10 réalisé sous forme d'un compresseur à étages multiples qui fournit de l'air s'écoulant 25 dans la direction indiquée par la flèche B. Cet air emprunte un conduit 11 pour parvenir dans une chambre de combustion 12 où le flux est inversé. Le combustible est introduit dans la chambre de combustion par des brûleurs à vaporisation tels que 13, et il brûle dans l'air introduit. Les produits de la combustion 30 parviennent à un ensemble de turbine 14 à deux étages, traversé par le flux dans la direction indiquée par la flèche C, c'est-à-dire dans le sens opposé à celui indiqué par la flèche B. Les gaz fournis par la turbine 14 arrivent dans une chambre collectrice 15 qui s'étend tout autour du moteur, et qui communique 35 avec une paire de tuyères orientables opposées, désignées par 16, et dont une seule est représentée. Lorsque le moteur est monté dans l'avion, ces tuyères sont horizontales. Les tuyères 16 sont conçues de façon à pouvoir pivoter autour d'un axe A-A en roulant sur une couronné 17, de façon que, 71 344ié 5 2108006 lorsque le moteur est monté dans un avion avec son axe longitudinal 18 parallèle à la direction avant-arrière de celui-ci, les tuyères sont susceptibles d'être orientées de manière à projeter le flux entre une direction orientée pratiquement vers le bas 5 et des directions horizontales orientées pratiquement vers l'avant et vers l'arrière. Ainsi, l'avion est susceptible de décollages verticaux (VTOL) ou sur courte distance (STOL). Le moteur représenté dans la Figure 1 étant à groupe unique ou à simple flux, au moins un des étages 29 de son compres— 10 seur comporte des' aubes âe stator à angle d'attaque variable, de manière à permettre de modifier les caractéristiques de ce compresseur afin de répondre aux exigences d'alimentation en air correspondant à toute la plage de fonctionnement du moteur. Le groupe unique de ce moteur est monté sur un arbre com-15 posite 20 qui est supporté par trois portées à galets 19» 20, 21 et par une portée de poussée ou butée 23. A l'extrémité postérieure de l'arbre 20 est montée sur une roue dentée 24- qui engrène avec une autre roue dentée 25 en vue de l'entraînement des accessoires du moteur, non représentés, par l'intermédiaire d'un 20 arbre 26 qui tourne dans un roulement 27. Le rassemblement des accessoires du moteur à l'extrémité postérieure de celui-ci facilite le service, et l'on notera que ces accessoires ne dépassent pas le diamètre le plus grand tLu moteur. Un avantage additionnel est assuré par le fait que le 25 poids des accessoires reporté à l'arrière du moteur équilibre dans une certaine mesure le poids du compresseur, de sorte que la poussée fournie par les tuyères orientables peut passer pratiquement par le centre de gravité du moteur. Ceci constitue une caractéristique avantageuse, lorsque le moteur est installé dans 30 Tin avion. Un autre avantage apporté par le montage des accessoires à l'arrière du moteur consiste en ce que les carters ou enveloppes de ces accessoires peuvent être utilisés pour rigidifier l'enveloppe arrière du moteur lui-même, laquelle subit une char-35 ge considérable due à la nécessité de contenir les gaz à haute pression fournis par le compresseur, et dont le sens d'écoulement est inversé. Ainsi, l'enveloppé arrière n'a pas à être d'un poids excessif. 71 34416 4 2108006 Du fait que la direction du flux qui traverse le compresseur est opposée à la direction du flux qui traverse la turbine, les forces s'exerçant sur le groupe unique du moteur, et dûes au flux de gaz dans le compresseur et dans la turbine, s'exer-5 cent dans la même direction, c'est-à-dire qu'elles s'ajoutent et ne s1 annuleront pas au moins partiellement. Afin de .réduire les forces agissant sur la butée 23, on prévoit un dispositif à piston se déplaçant dans un cylindre, de façon à-transférer.au moins une partie de ces forces directement à l'enveloppe ëxté-10 rieure du moteur. Le circuit d'air du moteur,, utilisé pour actionner ce dispositif de piston-cylindre sera maintenant décrit. Le compresseur comporte plusieurs étages d'où l'air est prélevé ou soutiré pour différentes utilisations, et l'on com-15 prendra que plus le gaz est compressé, plus sa pression et sa température augmentent. L'air est tout d'abord soutiré après le 4ème étage d'aubes de stator 30, en passant par une valve de retenue 31* Comme il s'agit d'air relativement froid et à pression moyenne, il est 20 dirigé par le conduit 32 à la portée principale de poussée ou butées 23 où il est utilisé pour le.refroidissement et pour constituer un joint par contre-pression, après quoi il s'échappe en empruntant les joints 33 et 34-. L'air qui sort par le joint 33 se mélange avec l'air à basse pression qui est passé dans le 25 joint 35 prévu après le 8ème étage 36 des aubes de rotor et, comme le montrent les flèches 37» il s'échappe en suivant la face postérieure du disque de rotor 38, pour arriver dans l'espace 40. L'air qui a pu fuir par un joint ou par une succession de joints subit une réduction de pression, dans chaque joint. 30 Une partie de cet air de- fuite, représentée par la flèche 39, emprunte le joint 41 et se mélange avec l'air occupant la chambre 40. L'air à basse pression ainsi obtenu est ramené par l'intermédiaire de passages non représentés jusque dans le conduit 32, pour être utilisé à des fins de refroidissement. 35 Une autre partie de l'air parvenant dans la chambre 42 par le joint 43 assure la présence d'air à basse pression de part et d'autre du disque de compresseur 38 lequel, par conséquent, ne subit pratiquement pas de moment de flexion net. COPY 71 34416 5 2108006 L'air provenant de la chambre 42 s'écoule, comme indiqué par la flèche 44, jusque dans la chambre 45 où il est mélangé avec l'air provenant du 6ème étage du compresseur et qui est parvenu par soutirage jusque dans cette chambre 46. La plus 5 grande partie de cet air est utilisée pour le refroidissement de l'échappement, comme le montre la flèche 49, et le reste passe par le joint 47 pour parvenir dans la chambre 48, où il crée une basse pression sur la face postérieure du diaphragme 50. L'air fourni à haute pression par le compresseur parvient 10 comme indiqué par les flèches 51» dans la chambre 52 c'est-à-dire qu'il agit sur la face avant du diaphragme 50. De cette manière, une charge de gaz nette est transmise vers l'arrière à l'arbre 20, déchargeant ainsi d'autant la butée 23» et la réaction à cette charge de gaz est transmise à 15 l'enveloppe extérieure du moteur par l'intermédiaire d'une structure 55 et d'aubes ou ailettes telles que 54. L'air à haute pression occupant la chambre 52 parvient comme l'indiquent les flèches 55s jusque dans l'espace existant entre l'arbre 20 et l'enveloppe 5$> pour arriver à la turbine 20 où il est utilisé pour le refroidissement des aubages de celle-ci. L'air à basse pression qui provient de la chambre 48 s'é-.coule le long de la surface externe de l'enveloppe 56, comme le montrent les flèches 59, et il est utilisé pour refroidir la 25 chambre collectrice d'échappement 15 en créant une couche mince et en se répartissant dans cette chambre.par l'intermédiaire de lèvres telles que 57» L'air à basse pression passe par le joint 34, suit le trajet indiqué par les flèches 58 et s'écoule le long de l'ar-30 bre 20, pour être utilisé au refroidissement et à l'étanchéité par contre-pression des roulements à rouleaux postérieurs 22-19. Une charge additionnelle de gaz, aidant à réduire la charge exercée sur la butée 23 est fournie par l'air à haute pression qui agit sur la face antérieure de l'épaulement 60 de l'arbre, 35 et l'air à basse pression destiné au refroidissement des roulements agit sur la face postérieure de cet épaulement. L'air à haute pression est également utilisé, en empruntant le conduit 11, en vue de refroidissement des aubes de stator de la turbine, comme l'indiquent les flèches 61. Tous les COP^ 71 34416 6 2108006 gaz provenant des fuites sont reconduits dans le flux d'échappement, en retournant dans la chambre collectrice 15. L'air provenant du 6ème étage du compresseur est également utilisé pour refroidir les roulements 62 de la couronne des 5 tuyères. Celles-ci peuvent être montées sur l'enveloppe du moteur, comme on l'a représenté, ou bien directement sur l'avion,' mais ceci toutefois entraîne des complications dans les joints, pour prévenir des fuites de gaz .chauds. Dans me variante de réalisation non représentée, les 10 roulements à galets 62 sont remplacés par une portée de poussée ou butée, et la réaction de poussée est utilisée pour transmettre une partie de la charge de gaz à l'enveloppe postérieure du groupe• En se référant maintenant à la Figure 2, on voit qu'on a 15 représenté un moteur analogue en construction à celui montré dans la Figure 1, comprenant un compresseur 10, une chambre de combustion 12 et une turbine 14 entraînant le compresseur. Toutefois, dans le moteur montré dans la Figure 1, l'échappement de la turbine parvient à une chambre collectrice 15» et est 20 évacué par deux tuyères. Dans le moteur de la Figure 2 au contraire , 1'échappement de la turbine parvient à une chambre collectrice 15, puis s'échappe par l'intermédiaire d'une unique tuyère 70 comportant une série d'éléments 71 télescopiques articulés, permettant de modifier la direction de projection du 25 flux sur un angle de pratiquement 90°. Les éléments 71 sont représentés à leur position d'extension, en vue d'un échappement dirigé pratiquement vers l'arrière par rapport à l'attitude normale de l'avion. En vue de l'échappement vers le bas, les éléments 71 glissent l'un dans l'autre, comme on l'a indiqué en 30 traits mixtes, en pivotant autour de l'axe 72 qui est perpendiculaire au plan de la Figure 2. Dans un avion équipé d'un tel moteur, la tuyère 70 est disposée sous le fuselage dans le plan longitudinal médian, et cette tuyère est susceptible de faire varier la direction de 35 l'échappement entre la verticale et l'arrière, pour permettre à l'avion les décollages verticaux ou sur courte distance. Les moteurs représentés dans les Figures 1 et 2 sont généralement des turboréacteurs du type à groupe unique, c'est-à-dire dans lesquels pratiquement la totalité -de l'air fourni 71 34416 ? 2108006 par le compresseur est conduite à la chambre de combustion. On comprendra toutefois que les moteurs représentés peuvent être modifiés pour être du type à by-pass ou à double flux, de façon qu'une partie de l'air fourni par le compresseur soit conduite 5 à la ou aux tuyères orientables sans passer par la chambre de combustion. L'air de by-pass pourra parvenir aux tuyères en réalisant celles-ci de façon qu'elles comprennent deux conduits co-axiâux ainsi disposés que le flux d'échappement passera par la tuyère 10 centrale, et l'air de by-pass par la turbine annulaire qui l'entoure, ou vice-versa. Dans les moteurs représentés par les Figures 1 et 2, on peut prévoir dans la chambre collectrice 15 un dispositif de post-combustion, c'est-à-dire permettant de brûler du combusti-15 ble additionnel dans les gaz d'échappement. Cette possibilité peut être utilisée, en vol, pour fournir une poussée additionnelle au. cours des manoeuvres VTOL ou STOL, ainsi que pour fournir une poussée additionnelle dirigée vers l'avant, lorsqu'il faut augmenter la vitesse et la maniabilité de l'appareil. 20 On peut également prévoir, soit dans le moteur de la Figure 1 soit dans le moteur de la Figure 2, une tuyère auxiliaire pouvant être de section variable et qui sera montée immédiatement à l'aval de la turbine, de façon à contrôler le flux de gaz provenant de celle-ci afin de permettre un fonction-25 nement plus économique du moteur à faible vitesse, ainsi que pour contrôler la section de sortie lorsque du combustible additionnel est brûlé dans la chambre collectrice. Quoique les moteurs représentés soient du type à pompe unique ou à simple flux, on peut également prévoir des moteurs 30 à flux multiples. Dans une forme de réalisation d'un moteur à double flux celui-ci comprendra, en série dans le sens de l'écoulement: un compresseur à .basse pression, un compresseur à haute pression, une chambre de combustion, une turbine à haute pression et une turbine à basse pression. Toutefois, comme la 35 direction du flux dans le compresseur est de direction opposée à celle du flux dans la turbine, la disposition sera telle que la turbine à basse pression entraînera le compresseur à haute pression, et que la turbine à haute pression entraînera le compresseur à. basse pression. Dans ce cas, des moyens additionnels î 71 34416 8 2108006 devront être prévus pour modifier 1'angle d'attaque des aubes de stator, de façon à harmoniser les caractéristiques de fonctionnement des différentes sections du moteur. Dans une variante de réalisation d'un moteur à double 5 flux conforme à l'invention, l'air pénètre dans le moteur sensiblement dans la partie médiane de celui-ci, passe vers l'avant en traversant un compresseur à basse pression, puis traverse un compresseur à haute pression. Les gaz sont alors conduits vers l'arrière du moteur, et se déplacent ensuite à nouveau vers l'a— 10 vant en traversant une chambre de combustion, une turbine à haute pression et une turbine â basse pression, puis ils sont projetés en empruntant une ou plusieurs tuyères orientables, disposées sensiblement au milieu du moteur. Dans cet arrangement, le compresseur à basse pression est voisin de la turbine 15 à basse pression et il est entraîné par celle-ci, alors que le compresseur à haute pression est entraîné par l'intermédiaire d'un arbre traversant le compresseur à basse pression et la turbine à basse pression, et raccordé à la turbine à haute pression. 20 Dans une variante de réalisation du moteur à double flux ou à deux groupes représenté dans la Figure 3, le compresseur à haute pression 81 et la turbine à haute pression 83 sont axia-lement séparés du compresseur à basse pression 80 et de la turbine à basse pression 84. Le flux de gaz s'écoule dans une pre-25 mière direction en traversant le compresseur à basse pression, en empruntant tin conduit qui le dirige vers l'extrémité opposée du moteur, après quoi sa direction est renversée pour qu'il traverse successivement le compresseur à haute pression 81, la chambre de combustion 82 puis la turbine à haute pression 83 et 30 enfin la turbine à basse pression 84, pour être projeté à l'extérieur dans une région située entre le compresseur à basse pression et la turbine à basse pression. Dans cette disposition, l'arbre 87 peut être considéré comme appartenant à un groupe additionnel générateur de gaz, permettant d'augmenter la poussée 35 totale du moteur. Des moyens sont également prévus pour faire passer le flux de by-pass provenant du compresseur à basse pression 80 autour de la tuyère orientable 85, ainsi qu'on l'a indiqué en traits mixtes et désigné en 86. La tuyère 85 peut pivoter autour H 34416 9 2108006 de l'axe A-A, en vue d'opérations VTOL et STOL. Ce dispositif à double flux dans un moteur à renversement de flux TTOL-STOL présente plusieurs avantages importants. Les deux groupes peuvent tourner en sens opposés, annulant ainsi 5 pratiquement le couple gyroscopique qui existerait avec un groupe unique et qu'il faudrait alors équilibrer dans un moteur à groupe unique, en prévoyant des tuyères compensatrices appropriées. Les problèmes dus aux charges du compresseur et de la 10 turbine agissant dans le même sens, et devant ainsi être équilibrés comme on l'a précédemment indiqué, n'est pas aussi important dans une disposition à deux groupes, car. c'est seulement le groupe à basse pression qui requiert certains moyens d'équilibrage de pression, afin de soulager sa portée de poussée 15 ou butée des charges axiales. Un dispositif piston-cylindre tel que précédemment décrit peut être utilisé dans le groupe à basse pression. La pression de départ du compresseur à basse pression peut être réglée de façon à correspondre à la pression d'échappement de façon que la tuyère d'échappement puisse être 20 refroidie par le flux d' air principal par convection forcée. La pression agissant sur l'enveloppe postérieure du moteur est réduite, dé même que la température, et il sera ainsi possible de faire fonctionner le moteur à des pressions plus élevées. Les accessoires peuvent toujours être entraînés, depuis l'extré-25 mité arrière du moteur, par l'intermédiaire de l'arbre appartenant au groupe comportant le compresseur à haute pression. En se référant maintenant à la Figure 4, on voit que l'avion représenté comporte deux prises d'air 90 dont une seule est figurée, fournissant l'air à un moteur 91 identique à celui 30 montré dans la Figure 1. Ce moteur comprend deux tuyères pivotantes 92 dont une seule est visible, disposées de part et d'autre du fuselage. La disposition des tuyères pivotantes entre le compresseur et la turbine du moteur a pour résultat que la poussée résultante fournie par le moteur passe pratiquement par le 35 centre de gravité du moteur, ce qui permet de placer le moteur sensiblement au milieu du fuselage de l'avion, de sorte que la poussée résultants passera pratiquement par le centre de gravité de l'avion lui-même. Cette disposition permet également au pilo-40 te de se trouver à l'avant de l'avion, ce qui lui assure une bonne visibilité. 71 34416 10 2108006 Un autre avantage de la disposition conforme à l'invention consiste en ce que la prise d'air du moteur, qui est subdivisée en deux portions de part et d'autredu fuselage, peut être prolongée bien à l'avant de ce fuselage, pour augmenter la dis-5 tance qui sépare la prise d'air des tuyères d'échappement, réduisant ainsi les possibilité de re-ingestion. L'avion comporte un organe aérodynamique 93 ou carénage en amont de chaque tuyère, afin d'améliorer l'efficacité, en propulsion avant. On prévoit également des conduits d'échappe-10 ment non représenté^ disposés au voisinage des extrémités des ailes, ainsi que dans le nez et dans la queue de l'avion, pour permettre de contrôler l'attitude de celui-ci. Ces ajutages reçoivent de l'air comprimé soutiré dans le compresseur du moteur. 15 Des installations à moteurs jumelés, comportant deux moteurs réalisés conformément à l'invention, sont possibles en prévoyant des canalisations croisées, assurant la stabilité en cas de marche avec un seul moteur. 71 3441(5 2108006 REVENDICATIONS 1. Moteur utilisant une turbine à gaz, ou turboréacteur pour avion, comportant un compresseur, une chambre de combustion et une turbine disposée pour.entraîner le compresseur, caractérisé par le fait qu'une partie substantielle du gaz fourni par 5 le moteur est projetée par l'intermédiaire de moyens permettant de faire varier la direction du flux, ces moyens étant disposés entre le compresseur et la turbine. 2. Turboréacteur suivant la Eevendication 1, comprenant dans le sens de l'écoulement un compresseur, une chambre de com- 10 bustion et une turbine, caractérisé par le fait que le flux qui traverse le compresseur se déplace en sens opposé du flux qui traverse la turbine, les gaz fournis par le moteur étant expulsés par des moyens susceptibles de modifier la direction du flux projeté, ces moyens étant disposés entre le compresseur et la 15 turbine. 3. Turboréacteur pour avion, comprenant en série dans le sens de l'écoulement un premier et un second compresseur, une chambre de combustion, ainsi qu'une première et une seconde turbine, caractérisé par le fait que le flux traversant le second 20 compresseur et la turbine se déplace en direction opposée du flux* qui traverse le premier compresseur, ainsi que par le fait que la première turbine est disposée pour entraîner le second compres-seur, une partie substantielle des gaz fournis par le moteur étant projetée par des moyens susceptibles de modifier la direc- 25 tion du jet par rapport à l'attitude normale de l'avion, depuis l'avant vers l'arrière en passant par le bas, cès moyens étant disposés entre le premier compresseur et la seconde turbine du moteur, à un emplacement tel que la poussée provenant de la projection vers le bas s'applique sensiblement suivant le centre de 30 gravité de l'avion. 4. Turboréacteur pour avion, comportant en série dans le sens de 1'écoulement un premier et un second compresseur, une chambre de combustion ainsi qu'une première et une seconde turbine, caractérisé par le fait que le flux traversant la chambre 35 de combustion et la turbine s'écoule en direction opposée à celle du flux traversant le compresseur, et en ce qu'une partie substantielle des gaz fournis par le moteur est projetée par des moyens 71 34416 2108006 susceptibles de modifier la direction du flux d'échappement par rapport à l'attitude normale de l'avion, lesdits moyens étant disposés entre le compresseur et la turbine du moteur. 5» Turboréacteur comprenant en série une prise d'air, un 5 premier et un second compresseur, une chambre de combustion et une turbine, caractérisé par le fait que l'air pénètre dans la prise d'air, s'écoule vers l'avant en traversant le premier et le second compresseur, puis change de direction pour être conduit à l'arrière du moteur, où la direction du flux est à 10 nouveau renversée, l'air passant ensuite dans la chambre de combustion et s'écoulant vers l'avant en traversant la turbine, pour être évacué par l'intermédiaire de moyens susceptibles de modifier la direction du flux projeté, ces moyens étant disposés entre le compresseur et la turbine. 15 6. Turboréacteur suivant l'une des Revendications précé dentes et comportant au moins un arbre principal, caractérisé par le fait que les accessoires du moteur sont montés à l'arrière de celui-ci, ces accessoires étant entraînés par un arbre relié mécaniquement à l'arbre principal du moteur. 20 7. Turboréacteur réalisé suivant l'une des Revendications précédentes, comportant une enveloppe pour le moteur et au moins une portée de poussée ou butée associée à au moins un arbre principal, caractérisé par le fait que la charge de poussée s'exerçant sur ladite butée est au moins partiellement équili-25 brée par un dispositif à piston se déplaçant dans un cylindre et qui comprend un diaphragme relié à l'arbre associé .et une structure reliée à l'enveloppe du moteur, un joint disposé entre ladite structure et l'arbre, un autre joint disposé entre le diaphragme et la structure, des moyens pour maintenir une 30 pression élevée d'un cSté du diaphragme et une pression relativement basse du côté opposé de ce diaphragme grâce à quoi on crée une charge axiale appliquée à l'arbre, ladite charge compensant la poussée qui s'exerce sur la butée, et étant transmise à l'enveloppe du moteur par la réaction de ladite structure. 35 8. Moteur conforme à l'une des Revendications précédentes, caractérisé par le fait que la poussée provenant de l'échappe-- ment, quand il est orienté vers le bas, s'exerce pratiquement en passant par le centre de gravité de ce moteur. 71 34416 2108006 9. Turboréacteur suivant l'une des Revendications précédentes, caractérisé par le fait que des moyens susceptibles de modifier la direction de l'échappement comportent une paire de tuyères pivotantes horizontales opposées. 5 10. Turboréacteur suivant l'une des Revendications 1, 2, 3» 4, 5» 6» 7j 8, caractérisé par le' fait que les moyens susceptibles de modifier la direction de l'échappement comprennent une tuyère unique à éléments articulés télescopiques et pivotants ^ disposés de façon à modifier la direction de l'échappe- 10 ment, entre la verticale et l'arrière. 11. Turboréacteur suivant l'une des Revendications précédentes, caractérisé par le fait qu'il comporte une chambre collectrice, des organes de post-combustion prévus dans celle-ci, et une tuyère additionnelle disposée à l'aval de la turbine, 15 susceptible de contrôler la section d'échappement, pendant la post-combustion. 12. Avion comportant un turboréacteur suivant l'une des Revendications précédentes, caractérisé par le fait que les moyens par lesquels les gaz d'échappement du moteur sont proje- 20 tés dans l'atmosphère sont susceptibles de modifier la direction de l'échappement, et sont disposés de façon qu'au cours de la projection vers le bas la poussée provenant du moteur s'exerce en passant sensiblement par le centre de gravité de l'avion.