Brevet FR2203025A1 — publié le 19740510

L'invention concerne un générateur de puissance pour propulsion par réaction, utilisable dans un avion capable de vitesses supersoniques, et elle vise particulièrement un moteur modifié par rapport aux moteurs connus pour produire moins de bruit au décollage, sensiblement sans réduc ticn de perforinances soit au décollage, soit aux vitesses supersoniques. Pour ie vol supersonioue, il est zouhaitable qu'une nacelle de moteur ait une section sensiblement constante sur toute sa longueur pour éviter la trainée d'cndes et en outre, que la section de la nacelle soit aussi petite que possible. La solution classique entre ces deux sujétions. est d'adopter un cycle de turboréacteur réchauffé, le réchauffage n'étant utilisé qu'au décollage et pour l'accélération trans-sonique. Les études de bruit ont montré que le bruit engendré par un moteur à réaction est proportionnel à la huitième puissance de la vitesse d'éjection du jet. Or en conséquence du cycle à réchauffage, le moteur a une grande vitesse d' échappement et en fait une assez grande vitesse d'échappement est essentielle pour permettre de controler un avion dans le domaine supersonique. En général il est souhaitable de réduire sensiblement le bruit au décollage, car c'est au décollage que l'avion est le plus près du sol et que le bruit est le plus gênant. Pour une poussée donnée, un turboréacteur réchauffé a un diamètre relativement plus petit et est plus long que, par exemple, un moteur à turbine à gaz du type à ventilateur. La longueur supplémentaire est nécessaire pour avoir assez d'espace pour produire suffisamment de travail sur une masse d'air de façon à atteindre une grande vitesse d'éjection de jet. On comprend que si, pour une poussée au décollage donnée, la vitesse d'éjection du jet est réduite, cn peut réduire le bruit de façon importante. Toutefois, il n'est pas souhaitable, pour réduire la vitesse d'éjection du jet au décollage en maintenant la même poussée au décollage, que la longueur ou la largeur du moteur, et par suite de la nacelle, soient augmentées au-delà de "ce qui est strictement nécessaire à l'accélération trans-sonique et à la croisière supersonique. Une augmentation de longueur du moteur, outre qu'elle entraîne une augmentation de poids, rend plus difficile l''tablissement structurel d'un noteur déjà long, et tout accr Cn peut effectivement dimensionner la nacelle en lui donnant la taille Linimale nécessaire pour loger le turboréacteur et le flux de re frcioissement nécessaire pour refroidir la carcasse et les accessoires du moteur. Un but de la présente invention est de fournir un turboréacteur modifié capable de se loger dans une nacelle ayant sensiblement la même talle que celle nécessaire pour loger un moteur réchauffé de turboréacteur classique de même poussée, sans accroître sensiblement la longueur totale de la nacelle, et en même temps de réaliser des niveaux de bruit au de-col- lage sensiblement inférieurs à ceux qui pourraient être obtenus avec le turboréacteur réchauffé classique. Selon l'invention, le générateur de puissance pour propulsion par réaction, qui comprend un turboréacteur à turbine à gaz, un carter pour le moteur ayant une section sensiblement circulaire, une nacelle profilée pour les vitesses de vol supersoniques, dans laquelle est logé le moteur dans son carter, cette nacelle ayant une section sensiblement carrée et définissant avec le carter un conduit ayant une périphérie externe de section sensiblement carrée et une périphérie interne de section sensiblement circulaire, et cette nacelle comportant un système d'admission capable de recevoir de l'air ambiant à des vitesses de vol allant jusqu'aulx vitesses supersoniques et agencé pour fournir de l'air à la fois au moteur et audit conduit, est caractérisé en ce qu'il comprend un ventilateur logé dans cette nacelle et entraîné par le turboréacteur et agencé pour recevoir de l'air, au moins en partie, à travers ledit conduit. Le générateur de puissance conforme à l'invention peut comprendre, en série, une prise d'air, un compresseur, un dispositif de combustion, une turbine connectée pour entraîner le compresseur, un tuyau de jet et une tuyère convergente - divergente, tous ces organes définissant un turboréacteur à turbine à gaz. En outre, le carter de moteur peut renfermer le compresseur et la turbine, le ventilateur étant situé en amont de la turbine et relié à celle-ci par un arbre, un autre conduit défini par un autre carter entourant le ventilateur et ayant une sortie pour le flux du ventilateur située dans la tuyère et coaxiale à celle-ci, et des moyens étant prévus pour faire varier le débit massique du ventilateur, ces moyens étant constitués par une entrée d'air pour le ventilateur en parallèle avec ladite prise d'air. Cette caractéristique de l'invention permet d'introduire un débit massique variable en même temps qu'un turboréacteur à turbine à gaz dans une nacelle dont la section est déterminée par le carter du moteur et non pas par le fait que les principaux composants, tels qu'un ventilateur frontal, qui influencent le débit massique, auraient un diamètre supérieur à celui du carter du moteur. Des réalisations de l'invention vont maintenant etre déortes, seulement a' titfe d'exemples, en référence aux dessins annexés dans lesquels la figure 1 est une coupe longitudinale d'un générateur de puissance conforme à 'invention, la figure lA est une continuation de la figure 1, la figure 2 est une coupe suivant II-II de la figure 1 la figure 3 est une coupe longitudinale d'une nacelle de moteur supersonique dans une seconde réalisation de l'invention, la figure 4 est une coupe suivant IV-IV de la nacelle de la fi gure 3, la figure 5 est une coupe longitudinale d'un turboréacteur modi fié conformément à l'invention et installé dans la nacelle de la figure 3, la figure 6 illustre un autre procédé pour fournir de l'air au réacteur de la figure 5, la figure 7 illustre encore un autre procédé pour fournir de l'air au réacteur de la figure 5, la figure 8 est une coupe longitudinale d'une nacelle pour moteur å turbine à gaz selon une autre réalisation de l'invention, la figure 9 est une coupe suivant Y-Y de la figure 8, la figure 1C est une coupe longitudinale d'une autre réalisation d'un moteur à turbine à gaz conforme à l'invention, la figure 11 est une vue schématique d'une prise d'air pour le moteur de la figure 10, la figure 12 est une vue détaillée des compresseurs basse pres sicn du moteur de la figure 10, et la figure 13 est un détail des ailettes de cdmpresseur du moteur de la figure G. En se reportant aux figures I et 2 des dessins, on voit, dispo sés en série, une prise d'air principale 10, un compresseur à basse pres sion 11, un compresseur à haute pression 12, une chambre de combustion t3, une turbine à haute pression 14 reliée par un arbre 15 au compresseur 12, une turbine a basse pression 16 reliée par un arbre 17 au compresseur tl, un tuyau de jet 18, une tuyère convergente 19 et une tuyère divergente 20. Le tuyau de jet est. une prolongation d'un carter 20A qui renferme les composants 11 à 16 inclusivement, lesquels constituent un moteur de turbo réacteur. Le carter 20Â a une section sensiblement circulaire sur toute sa longueur. Coarialement a1a tuyau de jet 18, est disposé un ventilateur 21 qui comprend un corps de rotor 22 relié par un arbre 23 à la turbine 16 à basse pression qui l'entraîne. Plusieurs étages 23A d'ailettes de rotor fixées au corps du rotor coopèrent avec des étages correspondants 24 de pales de stator. Ces dernières sont fixées à un carter 25 entourant le corps'22 et formant avec lui des conduits 26, 26A respectivement en amont et en aval du ventilateur. Le conduit 26A se termine en une tuyère 27. L'échappement de la turbine 16 est amené aux tuyères 19, 20 à travers un conduit 28 formé par la partie externe du carter 25 et le tuyau de jet 18. Le générateur de puissance est disposé dans une nacelle 29 de section sensiblement carrée reliée à la face inférieure d'une aile d'avion 30.. La nacelle comprend des rampes à géométrie variable adaptées à fournir de l'air au moteur de turboréacteur dans les conditions voulues d'admission dans toute la gamme de vitesses supersoniques auxquelles le moteur est destiné. Les détails de ces rampes sont illustrés dans des réalisations qui seront décrites plus loin et sont de toute façon bien connus de l'hom- me de l'art. Entre la nacelle et le carter 20A, est formé un conduit 31relié d'un côté à la prise d'air 10 par une ouverture 32 en amont du compresseur 1, et de l'autre côté au conduit 26 par des palettes creuses qui s'étendent radialenent à travers le conduit 28. L'ouverture 32 constitue un premier orifice d'admission pour le ventilateur 21 et est disposée dans la partie la plui étroite de la prise d'air 10, de façon à faire face à la partie latérale du courant d'air qui traverse cette prise. En conséquence, le courant à travers l'ouverture 32 est de faible énergie, en comparaison avec la pression totale du courant libre.Le conduit 31 est défini par les parties interne de la nacelle 29 et externe du carter 20k et présente ainsi une périphérie extérieure sensiblement carrée en section et une pé périphérie intérieure sensiblement circulaire en section. Un second orifice d'admission 34 pour le ventilateur 21 est fourni à la partie inférieure de la nacelle et relié au conduit 26 par une partie du conduit 31. L'orifice 34 est contrôlé par une porte 35 articulée eu forme de cuillère et commandée par des actionneurs 36. L'orifice 34 fait face au courant d'air libre, si bien que, lorsque la porte est ouverte, de l'air à énergie élevée par rapport au moteur est ajouté à celui qui provient de l'ouverture 32 avec, en conséquence, une élévation de la pression totale sur la face du ventilateur 21. L'ouverture de la porte 35 permet de faire varier débit massique du ventilateur. Le but principal du ventilateur est de permettre d'augmenter la masse et réduire la vitesse du jet s'échappant de la tuyère 20, de façon à accroître l'efficacité de propulsion et réduire le bruit au décollage et dans la partie inférieure de la gamme de vitesse de vol. Dans la partie supérieure de la gamme de vitesse de vol, qui exige de plus grandes vitesses de jet et ou le bruit est sans importance, il est souhaitable de diminuer le débit massique du ventilateur 21 pour des-raisons de rende ment et d'efficaoité de propulsion. La vitesse de vol à laquelle le débit massique du ventilateur est réduit peut être adaptée non seulement à l'efficicité de propulsion, mais aussi à la charge de la turbine 15. La charge totale de cette dernière provient du compresseur Il et du ventilateur 21. En ce qui concerne le ventilateur, la charge qu'il constitue est fonction de la vitesse de rotation, de la température d'entrée et de la pression totale d'admission. Le facteur pression de cette fonction peut être commandé effectivement par la porte 35. S'agissant de la charge constituée par le compresseur 11, celle-ci est maximale dans le haut de la gamme de vitesse de vol. Ceci signifie que dans le bas de cette gamme la turbine a de la puissance de reste pour entrainer le ventilateur 21 tandis que dans le haut de la game, le ventilateur 21 voit son débit massique réduit, ce qui laisse assez de puissan oe pour entrainerle compresseur 11. binai la puissance disponible de la turbin. est efficacement utilisée. Un paramètre important qui influe sur le point auquel la turbine 16 ne peut plus suffire à la fois au compresseur Il et au débit massique total du ventilateur 16, est la température d'admission du compresseur 11. Ceci se produit pour des nombres de Xach de l'odre de 1, 3 où le coup de bélier de température due à la vitesse compense les basses températures qui règnent en altitude. En conséquence, le générateur de puissance a un système de con- mande dane lequel la sortie T1 d'un capteur de température 40 placé dans la prise d'air 10 est amenée à un calculateur 42 . Ce dernier détermine la puissance qui peut entre réservée au ventilateur, sous la forme d'une pression d'entrée du ventilateur P?îD correspondant à cette puissance. Cette dernière pression est comparée à la sortie FP1A d'un capteur de pression 41 placé dans le conduit 26 pour déterminer un signal d'erreur E qui est envoyé à l'actionneur 36 pour faire iMplacer la porte 35 dans un sens tel que, si la pression calculée tombe Pu-deesus de la valeur actuelle FP1A, la porte 35 est fermée, et vice versa. Pour rendre le calcul non-dimensionnel, la vitesse mécanique de la turbine Il et la température dans la conduite 26 sont prisesencompte par des capteurs appropriés (non représentés) qui sont reliés au calculateur. On comprend que s g a porte 35 est fermée, l'air arrivant par l'orifice d'admission 32 continue à oirculer. Ceci a pour but de fournir le débit minimal nécessaire pour éviter l'arrêt du ventilateur et pour établir un noyau interne de jet J1 capable de former une frontière interne poùr le jet annulaire J2 provenant du conduit 28. Il est clair que les taux d'expansion des jets J1 et J2 sont complémentaires, c'est-à-dire quen vol supersonique le taux d'expansion du jet J2 est supérieur, alors qu'en vol subsonique, avec le ventilateur en fonctionnement, les deux taux d'expansion sont presque les mêmes. Une chambre de combustion 37 est disposée dans le conduit 26A afin d'accroître la poussée du jet JI, contrôler la vitesse du jet du ventilateur et satisfaire les conditions aérodynamiques du ventilateur. Le ventilateur est dimensionné de sorte que son carter 25 a un diamètre FD compris dans l'aire maximale de la projection axiale du carter 20A, c'est-à-dire inférieur au diamètre maximal ED du carter 20A. De cette façon, le ventilateur n'augmente pas la surface frontale du moteur. Le tuyau de jet 18 occupe l'espace entre le carter 25 et l'intérieur de la nacelle 29. La nacelle elle-même a une section extérieure déterminée par le diamètre ZD, c'est-à-dire que sa dimension transversale maximale n'est pas sensibement supérieur. au diamètre ED. Dans le cas d'une nacelle carrée, comme c'est le cas ici, c'est la largeur de la nacelle qui n'est pas sensiblement supérieure au diamètre ED. La nacelle se distingue ainsi, par exemple, d'une nacelle destinée à contenir un moteur et un ventilateur frontal chargé de faire circuler un courant derivé à l'extérieur du carter du moteur .Toutefois la nacelle est suffisamment grande pour tenir compte de la présence du conduit 36, là où il s'étend entre la nacelle et le carter 26A à l'extrémité frontale du moteur, de l'épaisseur structurale des parois de la nacelle et de dispositifs aRrodynamiques mineurs aux extrémités avant et arrière de la nacelle. Généralement, la section de la nacelle est uniforme sur toute sa longueur pour maintenir minimale la trainée d'onde en vol supersonique. Le taux de trainée d'onde acceptable dans chaque cas peut varier avec le plan de vol. Ainsi, pour un avion qui doit croiser à des vitesses supersoniques, une faible trainée d'onde est essentielle du point de vue consomxntion de combustible. Il est par conséquent possible de décider dans chaque cas ce qui constitue un écart acceptable par rapport à une uniformité précise de section, et on peut en pratique tracer une ligne frontière pour le manque d'uniformité acceptable pour une nacelle supersonique, par rapport à une nacelle subsonique, pour laquelle un manque d'uniformité relativement très élevé est acceptable. Le tuyau de jet 18 peut avoir un diamètre supérieur au diamètre ED dans la mesure où la nacelle le permet, ou bien on peut augmenter à des degrés mineurs la taille de la nacelle, pour satisfaire de faibles besoins d'espace additionnel pour le tuyau de jet. Se référant maintenant aux figures 3 et 4, on voit une nacelle de moteur 110 pour vol supersonique attachée à la face inférieure tll de l'aile 112 d'un avion (non représenté). La nacelle a une section génerale- ment carrée et, dans cette réalisation, une seconde nacelle 113 est jointe à la première nacelle 110 pour loger cote-à-côte deux moteurs de turboréacteurs 114, 115 respectivement. On peut voir que la nacelle 110 a une section sensiblement constante sur toute sa longueur, et a la largeur minimale nécessaire pour lo- ger le moteur de turboréacteur 114. Le moteur 114 a un carter extérieur 114A qui a une section sensiblement circulaire sur toute sa longueur, mnis bien entendu il n'est pas de section uniforme. s son extrémité antérieure t16, la nacelle 110 comprend deux pes, 117, 118 respectivement, disposées pour fournir de l'air au turboré- acteur 114 dans les conditions d'admission requises dans toute la gsme de vitesses supersoniques pour lesquelles le moteur est prévu.Les deux raites 117, 118 sont articulées à leurs extrémités antérieures et posté- rieures 119, 120, et agencées pour se mouvoir ensemble de façon à faire varier la répsrtition de l'onde de choc à la prise d'air et diffuser le courant d'air subsonique en aval du choc a la prise d'air, avant qutil n'atteigne la face 121 du moteur de turboréacteur. Ene porte auxiliaire 122 à commande hydraulique, est prévue dans le plancher 123 de la nacelle, et est articulée à ses deux extrémités avant et arrière pour lui permettre de fonctionner dans l'un ou l'autre de deux modes, d'abord évacuer de l'air aux vitesses supersoniques, et ensuite ingérer de l'air additionnel pendant la course au sol et le décollage.La rampe 118 divise également le flux d'air à travers la nacelle et en fait passer une partie dans un conduit 124 entre le turboréacteur et la nacelle. Le conduit 124 est défini par l'intérieur de la nacelle 110 et l'extérieur du carter 114A et a ainsi une périphérie intérieure de section sensiblement circulaire. Le flux d'air à travers le conduit 124 a dans le passé servi principalement à refroidir le moteur de turboréacteur, ne fournissant qu'une faible ooBpo- sante de la poussée du moteur, cette poussée provenant de la récupération d'une partie de la trainée de quantité de mouvement à l'admission. L'invention propose maintenant d'utiliser ce flux d'air pour réduire le bruit au décollage, sans dégrader la poussée ou la traînée. La turbine à basse pression 126 du turboréacteur 114 à deux rotors entraîne un compresseur auxiliaire 125 qui, comme le montre la figure 5 est coaxial à cette turbine et lui est direcement relié. Ce com- presseur prélève ainsi un travail supplémentaire des gaz d'échappeneh du turboréacteur et transforme ce travail en compression du flux d'air de refroidissement à travers le conduit 124. En aval du compresseur auxiliaire 125, une gouttière de réchauffage 127, qui peut recevoir et brûler du combustible, permet d'augmenter la poussée provenant du flux d'air de réchauffage. Dans le moteur classique de turboréacteur pour vol supersonique, l'échappement est réchauffé pour obtenir une forte poussée au décollage et une grande vitesse d'échappement en vol supersonique.Dans le moteur modifié de turboréacteur décrit ici, le moteur de turboréacteur n'est plus réchauffé pour le décollage et sa vitesse d'échappement est réduite en correspondance. La vitesse d'échappement est en outre réduite en fournissant du travail au compresseur auxiliaire 125. Ordinairement, cette réduction de la vitesse d'échappement entraînerait une diminution de la poussée du moteur, mais cette diminution est compensée par l'accroissement de poussée dû à l'augmentation de débit du compresseur auxiliaire 125. La vitesse du flux accru de ce compresseur est choisie sensiblement égale à la vitesse d'échappement du moteur de turboréacteur,et elle peut être modifiée en faisant varier le degré de réchauffage appliqué à ce flux. Le débit à travers le compresseur auxiliaire est limité à soixante pour cent, au plus du débit à travers le moteur de turboréacteur.Une augmentation au-deE de cette limite imposerait une trop grande contrainte aux ailettes de la turbine qui entraîne le compresseur auxiliaire, et exigerait, par exemple, que ces ailettes soient montées sur un moyeu nécessitant un arbre entre la turbine basse pression et le compresseur auxiliaire et augmentant la longueur et le diamètre hors-tout du moteur. L'invention évite tout accroissement du diamètre hors-tout du moteur de turboréacteur en disposant les ailettes 130 du rotor du compresseur auxl- linaire 125 directement au-dessus des ailettes 131 du rotor de la turbine basse pression. Ceci permet de faire coincider le rétrEcn-ssement du conduit de compression 132 du compresseur auxiliaire avec l'élargissement du conduit d'échappement 133 de la turbine du turboréacteur. Un autre avantage de cette disposition est qu'une défectuosité des ailettes du rotor du compresseur auxiliaire ne provoque pas d'emballement de la turbine qui 11 entraîne, côqbelle-ci est chargée en permanence par le compresseur basse pression du turboréacteur.Bien que la figure 5 montre une ailette du rotor du compresseur auxiliaire reliée à une ailette du rotor de la turbine basse pression, on comprend facilement que, par exemple, deux ailettes du rotor du compresseur peuvent être reliées à chaque ailette du rotor de turbine. le moteur modifié de turboréacteur conforme à l'invention fournit effectivement la même poussée au décollage que le moteur réchauffé de turboréacteur, en développant une poussée supplémentaire dans les zônes 134 qui représentent l'excès de la surface d'admission sur la surface frontale du moteur et constituent la section du conduit 124. La poussée totale est toutefois développée à une vitesse d'éjection du jet considérablement plus basse. En dépit du plus grand débit massique du moteur, la Loi de la puissance huit entre la vitesse d'éjection du jet et le bruit du jet est telle qu'un bruit résultant de jet bien plus faible se développe au décollage, au moment où il est le plus gênant pour les personnes au sol. Cette réduction de bruit est obtenue sans augmenter la longueur ou le diamètre hors-tout du moteur de turboréacteur ou de sa nacelle.Elle utilise seulement les zones 134 de flux additionnel qui sont nécessaires dans l'installation de turboréacteur réchauffé pour fournir un système bi-dimensionnel de compression de choc et diffusion pour vol supersonique, et un flux d'air de refroidissement au moteur de turboréacteur et ses ac cisoires. Dans le moteur modifié conforme à l'invention, le flux de refroidissement peut encore agir comme tel avant compression par le cci- presseur auxiliaire. Le flux augmenté du compresseur auxiliaire 125 s'échappe du moteur par un conduit 136 coaxial au tuyau de jet 137 du moteur de turboréacteur et entourant celui-ci. Les conditions de croisière supersonique exigent moins de poussée du moteur pour maintenir Ilavion en vol, que le décollage ou l'accélération trans-sonique, et il n'est pas nécessaire d' utiliser le réchauffage en croisière supersonique. La variation en débit le long du conduit 136, combiné avec la nécessité d'accélérer aux vitesses supersoniques le courant non réchauffé, rend souhaitable l'adjonction d'une buse 138 à l'extrémité du conduit 136 pour faire varier sa section de sortie.Cette buse peut être de l'un quelconque des nombreux types connus, mais elle est ici représentée comme une buse à pétales, connue en elle-méme, et ayant une série de volets 139 qui peuvent se déplacer à l'unisson. Le tuyau de jet 137 a aussi une buse 140, et il est en outre prévu une autre buse variable 141 (buse secondaire) en série avec les deux buses 138, 140, et qui est aussi d'un type en lui-même connu comprenant deux organes en U, 142 et 143, supportés par une structure 144 et montés à pivot autour de pivots transversaux 145, 146 respectivement de façon à prendre des positions convergentes, divergentes ou de-renversement de poussée. En outre, il est prévu des moyens 147 pour admettre un flux d'air de couche limite de l'aile et du dessous de la nacelle et faire lécher les organes en U 142, 143 par un flux d'air froid et les protéger ainsi des faz d'échappement du moteur relativement plus chauds. En se référant maintenant à la figure 6, on voit une prise auxi- liaiie 150 pour le compresseur auxiliaire 125. Cette priae sert à balayer l'air de couche limite de l'aile et à améliorer la pression dans le conduit 124 en amont du compresseur auxiliaire 125. Le carter 151 du moteur 114 du turobréacteur a un diamètre légèrement plus petit au compresseur haute pression 152 et le volume 153 entre le compresseur haute pression 152 et la nacelle 110 sert de chambre de tranquillisation pour assurer une distribution régulière de pression à l'entrée du compresseur auxiliaire. On peut voir à la figure 7 une autre prise additionnelle 160 pour fournir de l'air supplémentaire au compresseur auxiliaire 125. Dans cette réalisation, un volet 161 articulé en 162 au plancher de la nacelle sert à adnettre de l'air au volume de tranquillisation 153 et de là au compresseur auxiliaire. Dans les conditions de croisière supersonique, ce volet 161 peut être fermé par un vérin pneumatique (non représenté), par exemple, ce qui évite tout trainage de ce volet en configuration supersonique, le compresseur auxiliaire tournant simplement avec une plus faible pression d' admission. Par suite de la charge par le compresseur basse pression, il n'y a pas de problème d'emballage de la turbine qui entraîne le compresseur aumiliaire. Le tuyau de jet 137 et le conduit 136 sont munis de revêtements acoustiques 163 pour réduire le bruit de jet. On comprend facilement que l'une ou les deux des prises auxiliaires 150 160 peut être utilisée pour fournir de l'air additionnel au compresseur auxiliaire 125, sans qu'on ait à le payer par des modifications de volume ou de forme de la nacelle de moteur 110. Considérant maintenant les figures 8 et 9 une nacelle de moteur 210 adaptée au vol supersonique est attachée à la face inférieure211 d'une aile 212 d'un avion (non représenté). La nacelle a une section généralement carrée et, dans cette réalisation, une seconde nacelle 213 est jointe à la premiere, 210 pour loger cote à côte deux moteurs à turbine à gaz 214, 215 respectivement. On voit que la nacelle 210, a une section sensiblement constante sur toute sa longueur et a la largeur miriusle nécessaire pour loger le moteur à turbine à gaz 214. Â son extrémité antérieure 216, la nacelle 2t0 présente deux rampes 217, 218, respectivement, agencées pour fournir de l'air au moteur à turbine à gaz 214-dans les conditions voulues d'admission dans toute la gamme de vitesses supersoniques pour lesquelles le moteur est prévu. Les deux rampes 217, 2t8 sont articules à leurs eitrémités antérieures et pos antérieures, 219, 220, respectivement et sont agencées pour se déplacer ensemble de façon à faire varier la répartition de l'onde de choc à l'admit sion, et à diffuser l'arrière du flux d'air subsonique de choc d'admission avant qu'il atteigne la face 221 du moteur à turbine à gaz. Une porte auxiliaire 222 dans le plancher 223 de la nacelle est actionnée hydrauliquement et pivote autour de ses extrémités antérieures et postérieures pour lui permettre, soit d'évacuer de l'air aux vitesses supersoniques, ou d'ingérer de l'air additionnel pendant la course au sol et le décollage. La rampe 218 divise aussi le flux d'air à travers la nacelle et en fait passer une partie dans le conduit 224 entre la structure 225 et l'aile, et l'autre partie dans le conduit 226 entre la structure et la nacelle. On comprend que dans la réalisation de la figure 8, la section du conduit 226 passe de généralement rectangulaire en X-I à circulaire en Y-Y le conduit 226 étant généralement divergent pour diffuser l'air d'admission de façon à augmenter la pression statique devant la face 221 du moteur. Le conduit 224 est aussi généralement rectangulaire en I-I et prend la forme d'un carré comprenant un trou circulaire en Y-Y. Cette forme se voit plus clairement en se référant à la figure Il sur laquelle elle porte la référence 227. L'air. passant par les quatre coins 228 du carré en 227 est amené par le conduit 229 aux ouvertures annulaires 231 dans la section Z-Z de la figure 8. En se référant également aux figures 10-12,- on voit que le moteur à turbine à gaz 214 comprend un premier et Un second compresseur basse pression 232, 233, tous deux du type à flux axial à ailettes, et qui sont disposés coaxialement l'un par rapport à l'autre et entraînés en parallèle pour fournir ensemble de l'air comprimé à un compresseur haute pression 234, et de là à une chambre de combustion 235 dans laquelle l'air comprimé est mélangé à du combustible et le mélange bru lé. Les produits de combustion entraînent des turbines à haute et basse preesion236, 237 qui sont reliées aux compresseurs haute pression 234 et basse pression 232 par des arbres 238, 239 respeotivement.Les ailettes de rotor 242 des quatrième, cinquième, sixième et septièm-étages du premier compresseur basse pression 232 sont prolongées de sorte que leurs extrémités radiales extérieures 242 constituent les ailettes de rotor des premier, second, troisième et quatrième étages du second compresseur basse pression 233. De façon analogue, les ailettes statoriques 243 du second compresseur basse pression sont prolongées radialement vers l'intérieur pour former les ailettes statoriques 244 des quatrième , cinquième et sixième étages du premier compresseur basse pression 232. Des composants d'étanchéité 261, 262, coopérant sont usinés sur les ailettes 241 et 243 respectivement, pour empêcher le transfert d'air comprimé entre les premier et second compresseurs basse pression. Le premier compresseur basse pression 232 aspire de l'air de l'ouverture circulaire 245 à travers des palettes de guidage d'entrée 246 qui s'étendent à partir de la partie interne 247 du carter de compresseur 250 pour supporter l'extrémité antérieure 248 de l'arbre 239 par l'intermédiaire d'un roulement à rouleaux 249. Le second compresseur basse pression 233 aspire l'air à travers l'ouverture annulaire 231 (figure 11) et des palettes de guidage d'entrée 251 qui s'étendent de la partie extérieure 252 du carter de compresseur à la partie interne 247. On voit que la partie interne 247 entoure une partie du premier compresseur et que la partie externe 252 entoure le second compresseur et le reste du premier compresseur, et que l'ensemble des partis interne et externe constitue le carter de compresseur 250.La contrainte axiale dans le carter de compresseur est transmise de la partie externe 252 à la partie interne 247 par les palettes de guidage 251. Les ailettes du premier et du second compresseur basse pression sont conçus de sorte que les pressions de sortie des premier et second compresseurs basse pression sont les mêmes dans toute leur gamme de fonctionnement. Les sorties totales peuvent ainsi être mélangées, après avoir traversé les montants 253, avant d'être davantage comprimées par le compresseur haute pression et de passer ensuite dans la chambre de combustion 235. Pour favoriser l'égalisation des pressions de sortie des deux compresseurs basse pression, on peut adopter l'arrangement de la figure 13 pour les ailettes de rotor. Chaque ailette 271 du premier compresseur basse pression 232 est reliée à deux ailettes 272, 273 du second compresseur basse pression 233.On comprend facilement qune disposition inversée similaire peut être utilisée pour les ailettes statoriques communies aux deux compresseurs basse pression 232, 233. On comprend en outre que les deux compreaseurs basse pression aspirent tous deux de l'air de la section entière de la nacelle 210. En fonc tionnement il faut faire circuler un courant d'air de refroidisseient le long du conduit 274 entre le carter du moteur 275 et la nacelle 210. Cet air de refroidissement peut être fourni, soit en divisant le flux d'air entre la rampe 218 et l'aile de façon qu'une partie seulement soit amenée au second compresseur basse pression 233, soit par extraction (non représentée) de la couche limite de la surface de l'aile 212. Les gaz d'échappement du moteur ainsi que le flux de refroidissement le long du conduit 274 peuvent Outre évacués de la nacelle par une tuyère 276 formée entre deux aubes mobiles 277, 278, respectivement, ce qui est en lui-même bien connu et ne fait pas partie de la présente invention. Dans. une variante de réalisation non représentéF, mais facilement comprise en se référant à la figure 8, le flux d'air entre la rampe 218 et l'aile 212 n'est utilisé que pour refroidir le moteur à turbine à gaz et le conduis 226, au lieu de passer d'une section rectangulaire en X-X à une section circulaire en Y-Y, reste rectangulaire en r-Y, et l'air non admis dans le premier compresseur basse pression 232 est amené par un conduit (semblable à celui représenté à la figure 11) au second compresseur basse pression 233. Le second compresseur basse pression étant relié au premier compresseur basse pression, peut être traité comme s'il était commandé par le rotor basse pression du moteur. Ainsi une disposition de valves (non représentée) peuls être adoptée da sorte que le second compresseur basse pression ntest utilisé, par exemple qu'au décollage ou en fonctionnement trans-sonique. La charge du premier compresseur basse pression empêchera l'emballement de la turbine basse pression 237. Dans la réalisation représentée, le moteur comprend à la fois des compresseurs haute et basse pression, 232, 233 et 234 respectivement, mais il est bien entendu envisagé que des moteurs conformes à l'invention peuvent être construits, dans lesquels il n'y a que deux compresseurs basse pression entraînes en parallèle et disposés pour fournir directement de l'air comprimé i une chambre de combustion. Il est également dans le domaine de l'invention de construire des moteurs ayant deux compresseurs entraînés en parallèle par des turbines séparées au moyen d'arbres séparés, et en outre que les deux compresseurs ne sont pas forcément disposés coaxialement l'un par rapport à l'autre. REVENDICATIONS 1 - Générateur de puissance pour propulsion à réaction comprenant un turboréacteur à turbine à gaz, un carter pour le moteur de section sensiblement circulaire, une nacelle profilée pour les vitesses de vol supersoniques dans laquelle est logé le moteur dans son carter, cette nacelle ayant une section sensiblement carrée et définissant avec le carter un conduit ayant une périphérie externe de section sensiblement carrée et une périphérie interne de section sensiblement circulaire, et cette nacelle ayant un système d'admission capable de recevoir de l'air ambiant à des vitesses de vol allant jusqu'aux vitesses supersoniques et agencé pour fournir de l'air à la fois au moteur et audit conduit, caractérisé en ce qu'il comprend un ventilateur logé dans cette nacelle et entraîné par le turboréacteur et agencé pour recevoir de l'air, au moins en partie, à travers ledit conduit. 2 - Générateur conforme à la Revendication 1, caractérisé en ce que le ventilateur est disposé en aval du turboréacteur, relié par un arbre au turburéacteur, et entraîné par une turbine du turboréacteur. 3 - Générateur conforme à la Revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le diamètre de rotation du ventilateur est inférieur au diamètre maximal de relation du turboréacteur. 4 - Générateur conforme à l'une quelconque des Revendications 1 à 3, caractérisé en ce que éjection du jet du turboréacteur est dirigée autour du bord externe du ventilateur de sorte qu'en fonctionnement le flux sortant du ventilateur est sensiblement entouré par le jet du turboréacteur. 5 - Générateur conforme à la Reveidication 1, caractérisé en ce que le ventilateur comprend une extension radiale d'une turbine du turboréacteur. 6 - Générateur conforme à la Revendication 1, caractérisé en ce que le ventilateur comprend une extension radiale d'un compresseur du turboréacteur. 7 - Générateur conforme à la Revendication 6, caractérisé en ce que le turboréacteur est à deux rotors et comprend des compresseurs à haute et basse pression et des turbines à haute et basse pression, et en ce que le ventilateur constitue une extension radiale du compresseur à basse pression. 8 - Générateur conforme à l'une quelconque des Revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens pour faire varier la quantité d'air reçue par le ventilateur. 9 - Générateur conforme å la Revendication 8, caractérisé en ce que lesdits moyens comprennent un volet dans la nacelle capable d'être ouvert pour introduire de l'air dans le ventilateur en parallèle avec le conduit précité.