Brevet FR2518649A1 — publié le 19830624

I Diffuseur bidimensionnel, unilatéral à choc oblique servant d'entrée d'air pour un turboréacteur de propulsion d'avions à hautes performances. La présente invention se rapporte à un diffuseur bidimensionnel, unilatéral à choc oblique servant d'entrée d'air pour un turboréacteur de propulsion d'avions à hautes performances, ce diffuseur comprenant des rampes supérieures rigides dont le bord antérieur est avancé par rapport à l'ex- trémité antérieure du fond de l'entrée. L'entrée d'air d'un avion a pour fonction de conver- tir la plus grande partie possible de l'énergie cinétique de l'air en écoulement en énergie dynamique, avec réduction de la vitesse de cet air En particulier sur des avions volant à des vitesses supersoniques élevées, cette récupération d'énergie peut être considérable Afin de rendre cette récupération opti- male, l'air capté et comprimé doit 8 tre amené avec des pertes réduites et dans un état homogène au réacteur, à une quantité dosée exactement en fonction de la puissante instantanée du réacteur Des pertes d'écoulement résultent principalement du frottement de l'air, de chocs de compression et de résistances de débordement Une attention toute particulière doit égale- ment être attribuée aux résistances de l'écoulement extérieur, lesquelles résistances doivent rester aussi faibles que possi- ble Des non-homogénéités de l'air résultent en premier de non- uniformités de pression à l'intérieur de l'écoulement. Lorsqu'il est possible de remédier en majeure partie aux diffi- cultés énumérées ci-dessus, le système de propulsion composé de l'entrée d'air et du turboréacteur produit dans toutes les plages de puissance une poussée avec un bon rendement Cela assure alors, à un degré élevé, que l'entrée d'air et le réac- teur coopèrent de façon aérodynamiquement stable. Au décollage et à des vitesses de vol très faibles, un grand volume d'air est amené au réacteur en raison de la faible pression à l'extrémité d'entrée, ce qui signifie que la section d'écoulement mécaniquement la plus étroite de l'entrée d'air doit être dimensionnée aussi grande que possi- ble Par contre, lors du vol à des vitesses nettement super- -2518649 soniques, le volume d'air à l'extrémité d'entrée est extrême- ment faible, en raison de la pression élevée produite, ce qui signifie que la section d'écoulement mécaniquement la plus étroite doit être dimensionnée aussi petite que possible afin de maintenir, dans la zone d'admission de l'entrée d'air, la position désirée des chocs de compression En outre, on exige à l'heuieactuelle, de la part des avions de combàt à hautes performances capables de vol supersonique, une bonne aptitude aux combats aériens, notamnmtenvolsubsonique Dans ce cas, il l O est nécessaire d'opérer avec des angles d'incidence élevés de l'avion Par conséquent, au décollage et en vol subsonique avec des angles d'incidence élevés et un débit d'air maximal du réacteur, la section de captage d'air doit être aussi importante que possible; par contre, cette section doit être-faible pour le débit d'air minimal en vol supersonique, par exemple à des températures d'air relativement élevées et fonctionnement sous charge partielle, ainsi qu'à des nombres de Mach élevés Ces exigences divergentes ne peuvent pas être remplies par une entrée d'air à section de captage fixe car à des angles d'inci- denôe extrêmes de l'avion en vol subsonique, cette entrée d'air donne lieu à des pompages du compresseur, du fait du décolle- ment de l'écoulement d'entrée sur une lèvre d'entrée rigide, et à des débits d'air faibles du réacteur en vol supersonique, elle provoque un ronflement d'entrée, par suite d'oscillatiors de chocs de compression, ce qui conduit à des instabilités du système de propulsion Par conséquent, du fait qu'une entrée d'air rigide ne-présente, pour des angles d'incidence élevés, qu'une plage de fonctionnement stable étroitement limite, on prévoit, pour des réacteurs à hautes performances, une entrée d'air réglable qui est commandée ou réglée en fonction de diffé- rents paramètres de vol. Les deux brevets allemands n 1 066 428 et 1 066 429 révèlent des entrées d'air bidimensionnelles pour vol supersoni- que dont les parties antérieures sont réalisées sous forme de lèvres pivotantes de captage d'air au-dessus et en dessous du coin de choc central Il s'agit donc ici de diffuseurs bilatéraux à choc oblique auxquels la présente invention ne se rapporte pas,-car de tels diffuseurs présentent, pour certaines condi- tions de vol, des inconvénients que la présente invention vise à remédier Ainsi, le diffuseur bilatéral à choc oblique est non seulement nettement plus co teux et plus encombrant, exi- geant donc un plus grand volume de montage dans la cellule, mais il entratne également, lors du vol en virage relativement serré, lors de l'apparition d'angles d'incidence élevés de l'avion, une répartition irrégulière de l'admission de l'air sur la section d'entrée d'air, ce qui peut conduire à un fonc- tionnement irrégulier du compresseur et peut provoquer une chute de puissance du réacteur, dans des situations particu- lièrement critiques. Il a déjà été indiqué ci-dessus qu'une entrée d'air fixe ne présente qu'une plage de travail stable étroitement limitée C'est la raison pour laquelle on préfère une entrée d'air réglable pour des avions à hautes performances Une telleo entrée d'air réglable est révélée par exemple par le brevet - britannique n 932 751 On fait ici varier la géométrie d'entrée par réglage d'une rampe supérieure mobile et d'une lèvre de captage d'air articulée à l'avant sur le fond d'entrée d'air. Cette entrée variable est réglée de manière qu'en vol subsoni- que, la section d'entrée soit la plus grand possible, par relè- vement de la rampe supérieure et léger pivotement vers le bas de la lèvre de captage d'air, et qu'en vol supersonique, la section d'antrée d'air soit la plus faible possible, par abaissement de la rampe supérieure et relèvement de la lèvre de captage d'air. Ce brevet ne fournit pas d'enseignement pour établir l'entrée d'air connue de manière à maltriser également des angles d'incidence très élevés de l'avion et d'assurer dans ce cas encore de bonnes conditions d'entrée d'air A cela s'a Joute que des entrées d'air supersoniques à double réglage, c'est-à- dire à rampes supérieures réglables et à lèvres de captage d'air mobiles, sont d'une construction compliquée et coûteuse et exigent des appareils de commande et de réglage et des dis- positifs d'actionnement particulièrement compliqués. La présente invention vise à réaliser une entrée d'air réglable de structure simple, perfectionnée par rapport à l'état de la technique et modifiée quant à sa fonction de manière à assurer des conditions de fonctionnement favorables pour l'entrée d'air dans toute la plage de vol subsonique et supersonique, même dans des conditions de vol extrêmes, en particulier également sous des angles d'incidence très élevés de l'avion et pendant le décollage. Ce but est atteint, dans le cas d'une entrée d'air supersonique du type défini ci-dessus, selon l'invention par l'utilisation d'une lèvre de captage d'air disposée à l'avant sur le fond d'entrée en étant mobile par pivotement et présen- tant, vers le bas, un grand débattement par pivotement dont les angles de réglage, sur toute la plage de pivotement délimitée par un point de réglage supérieur (o) avec l'angle de réglage (g Lo = 00) et par un point de réglage inférieur (u) avec. l'angle de réglage maximal ( 5 1-max)' sont déterminés en fonc- tion de l'angle d'incidence instantané (a) de l'avion et du nombre de Mach instantané (M), selon la fonction L = f (') L ( V) Cette loi de réglage pour la lèvre inférieure de captage d'air indique qu'avec l'accroissement de l'angle d'incidence a de l'avion, l'angle de réglage L augmente, c'est-à-dire que la lèvre de captage d'air est davantage abaissée par pivotement, tandis qu'avec l'augmentation du nombre de Mach M, la lèvre de captage d'air est relevée par pivotement et réduit ainsi la section d'entrée d'air Du point de vue technique de commande et de régulation, ce résultat est obtenu par le fait que les deux valeurs, à savoir l'angle d'incidence a de l'avion et le nombre de Mach M de la vitesse de vol, sont introduites dans l'appareil de commande ou de régulation et y sont exploitées ou coordonnées par calcul dans le sens proposé, en vue de la détermination de l'angle de réglage résultant Ainsi, par exemple, lorsque les angles d'incidence de l'avion deviennent importants, en particulier en cas de vol en virage relative- ment serré au cours d'un combat aérien en vol subsonique, la lèvre de captage d'air est fortement dégagée vers le bas, ce qui évite des décollement de l'écoulement et, de ce fait, des pompages du compresseur En outre, il est possible en vol supersonique-élevé, par adaptation de la section d'entrée d'air ou réglage approprié de la géométrie d'entrée, de four- nir les débits d'air nécessaires pour le réacteur toujours en un point situé quelque peu au-dessus du point de fonctionne- ment critique, done detraval Jer dans des conditions légèrement souscritiques, c'est-à-dire toujours en un point entratnant une résistance minimale, ce qui procure effectivement toujours la récupération de pression maximaleetledébit d'air maximal. Cela est obtenu, pour réduire la section d'entrée d'air, par relèvement de la lèvre de captage au-delà d'une position nor- male supposée qui serait à assimiler à la position d'une lèvre de captage rigide Cela évite en particulier le ronflement d'entrée. Des angles d'incidence croissants de l'avion exigent donc une augmentation de l'angle de réglage pour la lèvre de captage d'air, laquelle subit un pivotement vers le bas, la valeur de l'angle de réglage, pour l'angle d'incidence momen- tané de l'avion, étant corrigée, c'est-à-dire réduite, en fonc- tion du nombre de Mach de la vitesse de vol momentanée. Suivant une autre caractéristique de l'invention, il est proposé, pour des angles d'incidence extrêmes de la l'avion, un angle de réglage maximal pour la lèvre de captage d'air compris entre 40 et 50 . L'invention se distingue de l'état de la technique par le fait qu'il est possible de mattriser à la fois des an- gles d'incidence extrêmement importants de l'avion dans la plage de vol subsonique et des débits d'air très faibles en vol supersonique, avec des bons rendements, Par un dispositif de réglage unique de structure relativement simple Ce résul- tats favorable est obtenu dans le cas d'angles d'incidence importants de l'avion, par le fait qu'il est possible d'offrir à l'air, arrivant dans ce cas à l'entrée d'air sous un angle relativement important de façon oblique par rapport à l'axe longitudinal de l'avion, une configuration d'entrée rendant tou Jours optimal le coefficient de débit. Le dessin annexé représente un exemple de réalisation de l'invention: les figures 1 à 3 illustrent un diffuseur bidimension- nel unilatéral à choc oblique, dans trois positions de fonc- tionnement différentes; la figure 4 représente un diagramme pour le réglage de la lèvre de captage d'air dans toute la plage de vitesses de vol. Comme le montre la figure 1, un diffuseur bidimen- sionnel, unilatéral à choc oblique, comportant un coin de choc antérieurlen position avancée et une rampe d'entrée d'air 2 supérieure rigide, présente une lèvre de captage d'air 4 articu- lée à l'avant sur le fond d'entrée d'air 3 Lors du vol avec des angles d'incidence a importants, auquel cas l'écoulement d'entrée E est dirigé de façon oblique par rapport à l'axe lon- gitudinal L de l'avion, on fait pivoter la lèvre de captage d'air 1 loin vers le bas (point de réglage u) Jusqu'à un angle de réglage maximal c L max d'environ 30 à 50 par rapport à une position normale supposée b. La figure 2 montre la position normale b de la lèvre de captage d'air 4 La plage de réglage de la lèvre de captage d'air entre les points de réglage u et b indique la plage de vitesse subsonique et traussonique. Dans la plage de vitesse supersonique, on déplace la lèvre de captage d'air 4, avec l'accroissement de la vitesse supersonique, du point de réglage b vers un point de réglage supérieur o, comme représenté sur la figure 3. -Sur le diagramme de la figure 4 l'ensemble de la plage de réglage (angle de réglage c L) de la lèvre de captage d'air 4, entre le point de réglage inférieur u et le point de réglage supérieur o, est caractérisé par le fait que les angles d'incidence a de l'avion sont portés en ordonnées et les angles de réglage È L pour la lèvre de captage d'air 4 sont portés en abscisses, tandis qu'à l'intérieur du diagramme sont tracées plusieurs lignes de nombre de Mach M 1, M 2, M 3, M 4,, telles que M rodynamique supérieure qui ne doit pas être dépassée afin de ne pas provoquer un pompage du réacteur dans la plage de vitesse de vol subsonique et transsonique, par décollement de l'écoule- ment sur ou dans l'entrée d'air, et un ronflement d'entrée aux vitesses de vol supersoniques, par des oscillations de compres- sion Il ressort de ce diagramme que par un abaissement maximal de la lèvre de captage d'air 4, malgré des angles d'incidence a extrêmement élevés, on obtient encore des conditions d'entrée d'air valables pour le réacteur Il en est de même pour des nombres de-Mach relativement élevés (Ma) dans la zone supersoni- que, auquel cas il n'-zteevtidemment possible de ne travailler plus qu'avec des angles de réglage L relativement petits. Par contre, la courbe inférieure G 2 en tirets montre que pour les vitesses indiquées Ml, M 2, M 3, M 4, sansré- glage de la lèvre de captage d'air, donc avec une lèvre de captage d'air supposée rigide, seuls des petits angles d'inci- dence a seraient admissibles sans provoquer de pompage du réac- teur et de ronflement d'entrée. Les lignes M 1, M 2, M 3, M 4 représentent donc des O 10 courbes de consigne qui, pour des débits d'air relativement élevés, en particulier maximaux, du réacteur, indiquent en fonction de l'angle d'incidence momentané a de l'avion, des angles de réglage L qui sont commandés par une installation de commande ou de régulation La loi L = f ( 1) indique qu'avec l'accroissement de l'angle d'incidence a de l'avion, l'angle de réglage &L augmente, c'est-à-dire que la lèvre de captage d'air 4 est davantage abaissée, tandis qu'avec l'accrois- sement du nombre de Mach M, l'angle de réglage d L diminue, et inversement Dans l'équation L = f (a 1), les deux paramètres principaux a et M peuvent présenter des facteurs modifiant de façon mathématiquement rectiligne, progressive ou dégressive, les relations proportionnelles et inversement proportionnelles entre les différentes valeurs. REVENDICATIONS 1 Diffuseur bidimensionnel, unilatéral à choc oblique servant d'entrée d'air pour un turboréacteur de propulsion d'avions à hautes performances, comprenant des rampes supé- rieures rigides dont le bord antérieur est avancé par rapport à l'extrémité antérieure du fond d'entrée, caractérisé par le fait qu'il comprend une lèvre de captage d'air( 4)disposée à l'avant sur le fond d'entrée d'air ( 3) en étaht mobile par pi- votement avec un grand débattement par pivotement vers le bas, débattement dont les angles de réglage (y L) sont déterminés, dans toute la plage angulaire délimitée par un point de réglage supérieur (o) avec l'angle de réglage (J Lo = 00) et un point de réglage inférieur (u) avec l'angle de réglage maximal ( L-max), en fonction de l'angle d'incidence instantané (a) de l'avion et du nombre de Mach de vitesse de vol instantanée (M 1, M,, M 4), suivant la fonction g L = f(a 1) 2 Diffuseur suivant la revendication 1, caractérisé par le fait que l'angle de réglage maximal ( L max) de la lèvre de captage d'air ( 4) s'élève à 30 à 50 par rapport à une position normale supposée (b) de la lèvre de captage d'air ( 4).