Brevet FR2664655A1 — publié le 19920117

La présente invention concerne des perfectionnements aux propulseurs à turbine à gaz à double flux et se réfère plus parti- culièrement à de tels propulseurs aptes à être utilisés dans un avion a décollage et atterrissage court ou vertical-et dans lesquels une poussée augmentée pour le vol vertical est fournie en brûlant du carburant sélectivement dans le flux dérivé du moteur. Afin de rendre possible des décollages et atterrissages verticaux il est nécessaire d'utiliser une combinaison très efficace de propulseurs et de cellules, de telle sorte que la poussée disponible du propulseur dépasse le poids total de l'avion. Cette exigence est en fait très difficile à s isfaire, et en dépit de nombreuses propositions, la solution la plus efficace jusqu'à présent consiste en l'utilisation d'un propulseur à turbine a gaz à double flux comprenant un compoesseur entrainé par un gene- rateur de gaz, dans lequel une partie de la sortie du compresseur est éjectée de l'avion par l'intermédiaire d'une première paire de tuyères pivotantes, et dans lequel le reste de la sortie du compres- seur surcharge le générateur de gaz dont l'échappement est éjecté par l'intermédiaire d'une seconde paire de tuyères pivotantes-. Dans une installation typique sur avion, le propulseur est placé dans le fuselage et la première paire de tuyères éjecte, une tuyère de chaque côté du fuselage, en avant du centre de gravité de l'avion, tandis que la seconde paire est placée de façon similaire et éjecte en arrière du centre de gravité. Il est connu depuis longtemps qu'une augmentation signifi- cative de la poussée du propulseur est possible en brûlant du carburant supplémentaire dans l'écoulement gazeux éjecté par la première paire de tuyères, procédé connu sous le nom de combustion en chambre de tranquillisation (PCB). Cette possibilité est cependant altérée par plusieurs dif- ficultés, les plus importantes résidant dans la possibilité que les gaz chauds, éjectés par les tuyères avant, soient réadmis par l'entrée d'air, d'o il résulte une nette réduction dans la poussée totale disponible dans le déplacement du centre de poussée du moteur lors de la mise en marche de la PCB, et dans l'effet des gaz chauds sortant des tuyères avant sur les équipements de pont et le person- nel lors du fonctionnement à partir d'un porte-avions. Des solutions ont été proposées à ces problèmes mais des solutions convenables aux deux derniers continuent à être aléatoires du fait de l'importance des faces misesen jeu. Le problème du déplacement du centre b poussée du moteur, qui ne se pose de façon prédominante que lors du décollage et de l'atterrissage vertical, peut être apprécié par les considérations qui suivent: Lors du décollage vertical l'avion porte normalement une pleine charge de carburant et d'autres équipements largables, mais atterrit à un poids inférieur, ayant ufilisé une partie ou l'ensemble du carburant et des équipements présents au décollage Ainsi, afin de permettre à l'avion d'atterrir verticalement une poussée in- férieure est nécessaire lors de l'atterrissage que lors du décollage. Il est souhaitable par conséquent d'augmenter la poussée des tuyères avant en brû lant autant de carburant qu'il est possible lors du décollage vertical au réglage hàut de la PCB, et de braler une quantité inférieure de carburant à l'atterrissage à réglage bas de la PCB. Si la PCB était appliquée aux moteurs connus pour obtenir cette augmentation de poussée alors à l'atterrissage et au décol- lage, la poussée des tuyères arrière resterait sensiblement constante et seule la poussée des tuyères avant varierait Il en résulterait que le centre de poussée pour le moteur, considéré dans son ensemble, serait déplacé d'une quantité relativement importante, par exemple 50 cm dans une installation typique, et ce déplacement du centre de poussée par rapport au centre de gravité de l'avion serait extrêmement grave Le déplacement du centre de gravité de- l'avion pourrait être réduit en ajustant la distribution du car- burant emporté, ou en variant proportionnellement la quantité de carburant fournie au générateur ch gaz et à la PCB Dans ce dernier cas, la réduction de la poussée totale serait obtenue en réduisant les quantités de carburant fournies au générateur de gaz et à la PCB Ces mesures prises individuellement ou en combinaison ne sont cependant pas considérées comme des solutions entièrement satis- faisantes aux problèmes Il est clair, bien entendu, que lors de manoeuvres verticales sans vitesse vers l'avant les surfaces de contrôle conventionnelles de l'avion sont inopérantes et, par con- séquent, incapables d'aider à contrer le couple de tangage de l'avion engendré par le déplacement du centre de poussée. Une autre considération reliée à un tel déplacement du centre de poussée, est que si la fourniture de carburant à la PCB vient à défaillir, ou si la flamme cesse pour une raison quelconque, le déplacement soudain du centre de poussée en résultant, dû à la réduction de poussée des tuyères froides, l'avion capotera rapide- ment avant que le système de commande du moteur ou le pilote puisse prendre une action corrective. Un rôle dans lequel un avion à décollage vertical a souvent été proposé est l'opération à partir du pont d'un navire et, dans ce rôle, il est souhaitable de garder une température de gaz d'é- jection aussi basse que possible pour éviter le flambage du pont et, d'une manière générale, de soumettre les équipements de pont et le personnel à des températures élevées Bien que de telles températures élevées soient difficilement évitables lors du décollage vertical utilisant la poussée augmentée par PCB, elles ne sont pas aussi dangereuse que lors de l'atterrissage La raison de ceci est que l'avion est rapidement porté par l'air et quitte le voisinage du navire tandis que lors de l'atterrissage une durée significative est passée en vol stationnaire et en manoeuvre avant l'atterrissage. La présente invention vise à fournir des moyens pour réduire ou, de préférence, éviter le déplacement du centre de poussée d'un avion muni de tuyères d'éjection avant et arrière orientables vers le bas et dans lesquelles la poussée de certaines tuyères peut être sélectivement augmentée en brûlant du carburant additionnel dans son échappement et, simultanément, à fournir des moyens pour réduire la température de ces gaz d'éjection lors de l'atterrissage de l'avion. Selon la présente invention il est prévu un propulseur à turbine à gaz à double flux comprenant un compresseur, un générateur de gaz pour entaîner le compresseur, de premières tuyères aptes à éjecter au moins une partie du flux dérivé du compresseur, de secondes tuyères aptes à éjecter la sortie du générateur de gaz, des moyens pour faire varier la surface des premières tuyères et des moyens aptes à brûler du carburant dans le flux dérivé vers les premières tuyères, de sorte que pour un réglage de la poussée du propulseur un rapport initial entre les poussées des tuyères avant et arrière est établi, et dans lequel sont prévus des premiers moyens pour faire varier le rapport de pression du flux dérivé et du flux d'échappement du générateur de gaz lorsque le réglage de poussée du propulseur est réduit pour augmenter la pression du flux dérivé par rapport à la pression du flux d'échappement du générateur de gaz, des moyens sensibles à l'actionnement desdits premiers moyens pour réduire l'alimentation de carburant au flux dérivé, et d'autres moyens sensibles à l'actionnement desdits premiers moyens pour ajuster la surface desdites premières tuyères pour maintenir le rag- port de poussée entre le 4 remières et les secondes tuyères sensible- ment à la valeur du rapport initial. Dans une forme de réalisation, lesdits moyens actionnables pour faire varier le rapport des pressions du flux dérivé et du flux d'échappement du générateur de gaz comprennent des moyens aptes a faire varier la géométrie d'une turbine entraînant le compresseur. Dans une variante préférée, lesdits moyens actionnables pour faire varier le rapport de pression du flux dérivé et du flux d'é- chappement du générateur de gaz comprennent des moyens pour faire varier la surface d'éjection desdites secondes tuyères. Dans une autre variante, lesdits moyens actionnables pour faire varier le rapport de pression entre les deux flux comprennent des moyens pour faire varier la géométrie d'un compresseur du générateur de gaz. -15 En maintenant le rapport initial sensiblement constant à la fois aux réglages hauts de la poussée pour le décollage et aux réglages bas de la poussée pour l'atterrissage, le déplacement du centre de poussée du propulseur est évité et l'avion peut atterrir de façon contrôlée De plus, étant donné que la quantité relative de carburant bralé dans le flux dérivé est réduite lors de l'atterris- sage, la température de ce flux est également significativement réduite, ce qui signifie que l'avion peut rester stationnaire pendant des périodes relativement importantes au-dessus du pont d'un navire, sans risquer de sérieuses pertes de pression par une réadmission des gaz chauds, sans provoquer le flambage des plaques de pont du navire,, et sans danger pour les personnels au sol qui peuvent diriger les opérations de pont. Si l'alimentation en carburant pour la PCB venait à défaillir pour quelque raison, ou si la combustion s'arrêtait, la réduction brutale de poussée des tuyères avant serait moins grave du fait que l'augmentation de poussée due à la PCB est réduite lors de l'atter- rissage. Des formes de réalisation de l'invention seront maintenant décrites à titre d'exemples en référence aux dessins annexés dans lesquels: La Figure 1 est une vue en perspective d'un avion en vol stationnaire au-dessus du sol; La Figure 2 est une vue en perspective d'une variante de cet avion; s 4 o La Figure 3 est une vue schématique d'un propulseur à turbine à gaz apte à être utilisé pour l'avion de la Figure l. La Figure 4 est un; diagramme montrant les caractéristiques de fonctionnement du propulseur de la Figure 1 et d'autres pro puiseurs ayant différentes surfaces de tuyères arrière La Figure 5 est un diagramme des caractéristiques de fonction- nement de propulseur de la Figure 1 avec une surface de tuyères arrière variable et La Figure 6 est un schéma du système de commande du fonction- nement du propulseur. La Figure 1 représente un avion 11 apte à réaliser des at- terrissages et des décollages verticaux ou courts, en vol stationraire juste au-dessus du sol 12-dans l'attitude qu'il adopte immédiatement avant une ascension ou une descente verticale pour réaliser une manoeuvre d'atterrissage ou de décollage. L'avion est muni d'un propulseur 13 à turbine à gaz à double flux qui sera décrit ci-après plus en détail en référence à la Figure 3 Il suffit ici de dire que le propulseur est logé dans une nacelle 14 suspendue sous le fuselage 15 de l'avion et reçoit de l'air d'une entrée d'air divisée 16, située sous le nez 17 de l'avion. Cet air est comprimé par un ventilateur (non représenté) lui-même entratné par un générateur de gaz (également non représenté) et une grande partie de l'air comprimé par le compresseur est éjectée de l'avion par l'intermédiaire de premières tuyères qui, dans le cas présent, comportent deux tuyères pivotantes 19, 21, tandis que l'échappement du générateur de gaz est éjecté par l'intermédiaire de secondes tuyères -22 à l'arrière de la nacelle qui comprennent une seule sortie de tuyère Comme cela est représenté, les premières et secondes tuyères peuvent être dirigées verticalement vers le bas pour produire une force verticale vers le haut sur l'avion. Pour le vol vers l'avant, les tuyères pivotantes avant peuvent être pivotées de façon bien connues pour éjecter vers l'arrière La tuyère arrière unique peut aussi être dirigée pour éjecter vers l'arrière en prévoyant une orientation simultanée des parties centrales et extrêmes 23, 24 de la tuyère Cet agencement est également bien connu La tuyère arrière unique peut être remp 2 wt par une paire de tuyères pivotantes 25, 26, comme cela peut être vu sur la Figure 2, ou par tout type de tuyère apte à produire un jet dirigé vers le as. On notera sur la Figure 1 que les deux tuyères avant sont inclinées lors de l'éjection vers le bas, de telle sorte que les deux jets convergent au-dessus du sol Ceci a l'effet bénéfique d'éviter la création de fontaines verticales d'air chaud qui s'écouleraient autrement le long du fuselage dans les entrées d'air,_ dégradant ainsi les performances du moteur. Le contrôle d'attitude de l'avion en vol stationnaire est obtenu par de petits jets conventionnels 29 qui sont disposés aux extrémités de l'avion, c'est-à-dire dans le nez, la queue et aux extrémités des ailes et sont alimentés par de l'air comprimé à partir du moteur D'autres méthodes de contrôle d'attitude peuvent également être utilisées. Pour fournir une poussée suffisante au décollage, la poussée des tuyères avant 19, 21 est augmentée en brûlant du carburant ad- ditionnel dans le flux du ventilateur dérivé ves ces tuyères pivo- tantes (combustion en chambre ct tranquillisation) Les tuyères pivotantes sont munies de volets ou pétales 27 à leurs extrémités, tel que cela est par exemple décrit dans le Brevet britannique NI 1 278 801, pour permettre une variation de la surface d'écoule- ment des tuyères, ce qui permet à son tour de réaliser la poussée supplémentaire disponible par la PCB. Une poussée suffisante doit être fournie par les premières et secondes tuyères pour permettre au décollage de l'avion d'être effectué verticalement et cette poussée doit s'exercer au ou très près du centre de gravité de l'avion Pour le décollage de l'avion au poids maximum, il est ainsi nécessaire que le propulseur soit installé dans l'avion dans une position telle que le rapport initiall des poussées des premières et secondes tuyères produise une ligne de poussée-pour le propulseur qui agisse au centre de gravité ou en un point très proche Ppur l'atterrissage à poids réduit, moins de poussée est nécessaire pour le propulseur, mais la poussée totale doit continuer à être divisée sensiblement dans le même rapport initial pour éviter un déplacement excessif du centre de poussée relativement au centre de gravité de l'avion, conduisant à un grave mouvement de tangage de l'avion Les Figures 3 à 6 montrent qu'il est possible de rebliser l'état désiré en faisant varier le cycle de fonctionnement du propulseur en utilisant une géométrie variable pour certaines parties du moteur. La Figure 3 représente un propulseur à double flux de base, ayant un ventilateur 30 et un générateur de gaz 32, et qui présente un ou plusieurs des éléments à géométrie variable représentés dans des cercles. Le premier élément est un étage de stator variable 31 inclus dans le ventilateur compresseur 30 Le second élément est un étage de stator à géométrie variable 33, inclus dans la turbine 34 du générateur de gaz 32, et le troisième élément est une sortie de surface variable 35 pour les secondes tuyères qui éjectent l'échap- pement du générateur de gaz soit vers le bas, soit vers l'arrière comme cela est représenté en traits continus et interrompus Les trois éléments sont tous connus en soi dans différents moteurs mais sont ici agencés pour fonctionner de façon contrôlée en conjonction avec la variation de l'alimentation de carburant au flux dérivé pour produire une nouvelle méthode de commande du propulseur Cette nouvelle méthode comprend l'adaptation des caractéristiques de fonctionnement du générateur de gaz en opéation à poussée réduite, c'est-à-dire pour l'atterrissage de l'avion, de telle sorte que les15 rapports de pression entre l'écoulement dérivé et l'échappement du générateur de gaz puissent être modifiés en sorte qu'une réduction de la pression de l'écoulement de l'échappement du générateur de gaz provoque une augmentation de la pression du flux dérivé En d'autres termes le flux dérivé est augmenté au-dessus du niveau qui correspondrait ordinairement à un fonctionnement normal du générateur de gaz, en vol vers l'avant Cette variation est obtenue en utilisant un ou plus des éléments à géométrie variable. Ainsi, lorsque la poussée totale du moteur est réduite à un niveau donné, en réduisant l'écoulement de carburant vers le géné- rateur de gaz, en modifiant simultanément un des éléments à géométrie variable, et en faisant les ajustements qui en résultent peur l'ali- mentation en carburant de la PCB et pour la surface des tuyères avant, le rapport des poussées disponibles sur les premières et secondes tuyères peut être maintenu à une valeur sensiblement égale au rapport30 initial La quantité de carburant alors nécessaire pour la PCB est considérablement réduite en dessous de ce qui est bralé au décollage et, même en permettant une réduction du flux dérivé, la température de ces gaz d'échappement est réduite considérablement en dessous de ce qui pourrait être obtenu sens les éléments à géométrie variable. Les détails du mécanisme d'actionnement pour fournir les différentes formes de géométrie variable n'ont pas été reniésentés mais seront bien compris par l'Homme de l'Art étant donné qu'ils constituent des formes conventionnelles d'équipement de commande de moteurs. La Figure 4 permettra de mieux comprendre les caractéristiques de fonctionnement du moteur Elle représente trois diagrammes différents de la poussée totale du propulseur en abcisse, en fonction de la position du centre de poussée du propulseur en ordonnée La poussée du propulseur est généralement proportionnelle à sa vitesse de rotation et une augmentation progressive des gaz correspond à un déplacement de la droite vers la gauche sur le diagramme Une série de courbes 37 est représentée pour différentes températures de PCB entre 400 C et 1 400 C et une seconde série de courbes 38 représeite les lignes de vitesse de rotation constante du ventilateur, de l'arrêt du moteur à sa vitesse maximale. Les trois diagrammes représentent trois moteurs différents de la même conception de base que celui représenté à la Figure 3 mais ayant chacun une surface de sortie différente pour les secondes tuyères (arrière) 22 En supposant que le diagramme du haut représente un moteur ayant une surface de tuyères égale à l'unité, les surfaces de tuyères représentées par les second et troisième diagrammessont de 1, 1 et 1, 2 respectivement Les échelles pour la poussée du propulseur et la position du centre de poussée sont les mêmes dans tous les cas Deux lignes verticales 39 et 40 s'étendent sur les trois diagrammes et représentent respectivement la poussée totale nécessaire pour le décollage et l'atterrissage. On peut voir sur la Figure du haut que pour une poussée donnée, partagée entre les tuyères avant et arrière, qui définit la position du centre de poussée Xo, l'obtention de la poussée de décollage T nécessite une vitesse de rotation maximale et une 1. température de combustion en chambre de tranquillisation de 1 4000 C. En maintenant la m me position du centre de poussée Xo tout en résuisant la poussée à la poussée d'atterrissage T 2 ( c'est-à-dire en se déplaçant horizontalement sur le diagramme vers le point X) on réduit la température de PCB nécessaire jusqu'à 1 000 C, mais on réduit également la vitesse de rotation de manière sensible, de telle sorte que le moteur fonctionne dans une condition de gaz élevée Une réduction plus importante de la température de PCB pour la même poussée fait varier la position du centre de poussée, et bien que quelques mouvements puissent être contrés à l'aide des jets 29, ceci exige une grande habileté et de la concentration pour le pilote au moment le plus difficile du vol. Le diagramme du milieu montre cependant comment la température de PCB peut être rédtte, en modifiant la surface de la tuyère arrière. On peut voir que l'ensemble du diagramme se déplace vers la gauche du fait que le moteur, ayant une surface de tuyère arrière plus grande, produit moins de poussée totale Par conséquent, le point X apparait maintenant plus proche de la ligne de vitesse de rotation_ maximale et à une température de PCB inférieure. De même, on peut voir sur le diagramme du bas qu'un accrois- sement plus important de la surface de la tuyère déplace le diagram- me encore plus vers la gauche et que le point X apparait maintenant a proximité de la vitesse de rotation maximale et à une température de PCB encore plus basse. La Figure 5 est un diagramme combiné de la position du centre de poussée en fonction de la poussée totale pour un moteur selon l'invention qui dispose d'une surface de tuyère arrière variable Les courbes 40 sont similaires aux lignes 37 de la Figure 4, montrant comment la position du centre de poussée varie avec la poussée totale lorsque la vitesse de rotation du-moteur varie pour des températures de PCB données La famille de courbes en traits mixtes 44 est également représentée et correspond à diffé - rentes surfaces pour les tuyères arrière et une seconde famille de courbes 43 montre comment les courbes 40 sont modifiées lorsque la surface de la tuyère arrière est modifiée en même temps que les gaz du moteur. Si l'on considère par exemple le décollage vertical d'un avion chargé au maximum, cela nécessite par exemple trente unités de poussée Ceci est obtenu à pleins gaz en utilisant une terirxature de PCB de 1 400 C et correspond à un point 41 sur le diagramme et à une position Xo du centre de poussée pour le propulseur Afin que l'avion puisse atterrir verticalement après s'être déchargé de son carburant et de ses munitions, la poussée nécessaire peut être, par exemple, de vingt unités de poussée Pour maintenir la même position Xo pour le centre de poussée, il faut que le moteur fonctionne au point 42 qui correspond à une température de PCB de 1.000 C et à un générateur de gaz fonctionnant à pleins gaz On peut constater que le point 42 se trouve également sur une ligne 43 correspondant à une température de PCB de 4500 C, et à une surface de tuyères arrières augmentée de 1, 2 fois par rapport à la- surface de tuyères du décollage On notera que la température de PCB est réduite de 2500 C par rapport au cas d'atterrissage précédent avec une surface de tuyères plus petite Ceci est possible du fait que le moteur fonctionne maintenant avec un réglage de gaz plus fort. On comprendra que tandis que ce qui précède a été décrit en rapport à la variation des caractéristiques de fonctionnement du moteur provoquée par des'modifications dans la surface de la tuyère arrière, la modification des caractéristiques de fonctionnement pourrait également avoir été provoquée par une modification de tout autre élément à géométrie variable décrit ci-dessus.5 La Figure 6 montre une forme d'un système de commande qui permet d'obtenir le mode d'opératbn du nouveau moteur Ce système utilise des éléments conventionnels bien connus dans le domaine des systèmes de commande et qui ne seront par conséquent pas décrits en détail Le premier élément du système à décrire est le système10 de base nécessaire pour commander le fonctionnement de la combustion en chambre de tranquillisation. La commande de gaz 50 du pilote a une liberté de mouvement normale jusqu'à un réglage maximal pour le moteur sec (c'est-à-dire sans PCB) Le système de carburant normal comprend un dispositif15 de commande de fonction 52 qui fixe une relation prédéterminée entre la vitesse du ventilateur (NF set) et la vitesse N du générateur c de gaz, un contrôleur d'écoulement de carburant 54 et une unité de contre-réaction 56 qui reçoit du moteur un signal (NF) de vitesse réelle de ventilateur et fournit le signal d'erreur de commande.20 Lorsqu'une poussée plus importante est nécessaire, le levier du pilote passe un seuil vers le mode de fonctionnement en PCB et met en action le système de commande de PCB. Le système de commande-normal de PCB comporte un dispositif de commande de fonction 58 qui commande le réglage de la surface de la tuyère avant (AF set) et le contrôleur de surface de tuyère '> ajuste la surface de tuyères Un signal de coniieréaction de surface de tuyères réelle (AF actual) est fourni au dispositif de contre réaction 62 qui fournit le signal d'erreur de commande Un signal du dispositif de contre-réaction est cependant également fourni au contrôleur de carburant 64 de PCB, par l'intermédiaire d'un dispositif de commande de fonction 66 qui programme le con- trôleur (F PCB set) pour maintenir le ventilateur à des contditions de fonctionnement constantes en ajustant l'écoulement de carburant de PCB (F PCB), malgré la variation de la surface de la tuyère avant. Une température minimum de PCB pour une poussée donnée peut être obtenue avec ce système en faisant fonctionner le moteur au maximum, mais ceci provoquerait un déplacement du centre de poussée, étant donné que la poussée partagée entre les tuyères avant et arrière varie avec les inconvénients décrits ci-dessus Dans les conditions o la poussée totale maximum n'est pas nécessaire dans un moteur ayant une surface de tuyère arrière fixe, la poussée partagée peut être corrigée en faisant varier à la fois les con- ditions de fonctionnement du moteur et de la -PCB, c'est-à-dire en se déplaçant horizontalement sur l'un quelconque des diagrammes de la de Figure 3 Ceci définit une température/ PCB et un réglage des gaz pour une poussée partagée donnée, et aucune autre réduction de la PCB ne peut être obtenue. La présente invention permet au système de commande d'être 1 a programmé pour commander une température minimum de PCB et maintient une poussée partagée constante, ou une position fixe-du centre de poussée. Pour-permettre ceci, le système de commande de gaz tel que décrit cidessus est modifié par l'addition d'un second levier de commande de pilote 70 qui choisit la position du centre de poussée. Un dispositif de commande de fonction 72 qui reçoit des signaux du levier de commande 70 et du système de commande principal pro- gramme la surface de tuyères arrière appropriée (AR set) et fournit un signal par l'intermédiaire du dispositif de contre-réaction 74 à un contrôleur de surface de tuyères 76 et un signal (AR actual) relatif à la surface effective de la tuyère arrière et fourni au dispositif de contre-réaction pour produire le signal d'erreur de commande nécessaire Des signaux de la tuyère arrière sont également fournis au dispositif de commande de fonction 58 de la surface de la tuyère avant et au dispositif de commande 66 du carburant de la PCB pour modifier la programmation de ces dispositifs afin de tenir compte de la modification du cycle du moteur provoquée par la surface variable de la tuyère Les deux dispositifs de commande peuvent être programmés pour passer, au reçu des signaux de latuyère arrière, à un nouveau programme qui règle les contrôleurs qu'il contrôle pour maintenir la division de poussée prédéterminée sur tout le domaine des poussées de tuyère. Il va de soi que de nombreuses modifications peuvent être faites au système de commande en fonction du système optimal désiré. Par exemple le levier de pilote 70 peut fixer un réglage de surface de tuyères arrière et le système de commande peut alors être pro- grammé pour réduire la température minimum de PCB à une position fixe du centre de poussée prédéterminé Ceci pourrait être calculé avant que l'avion ne décolle en fonction du poids de l'avion, de la tempé- rature ambiante etc et programmé par les contrôleurs. il Un sysme de commande similaire pourrait également être réalisé si d'autres caractéristiques à géométrie variable devaient être utilisées dans le moteur. REVENDICATIONS 1. Propulseur à turbine à gaz a double flux, comprenant un compresseur, un générateur de gaz pour entrainer le compresseur, de premières tuyères aptes à éjecter au moins une partie du flux dérivé du compresseur, de secondes tuyères aptes à éjecter l'échap- pement du gé 6 rateur de gaz, des moyens pour faire varier la surface des premières tuyères et des moyens aptes à brûler du carburant dans le flux dérivé vers les premières tuyères, de sorte que pour un réglage de la poussée du propulseur un rapport initial entre les poussées des tuyères avant et arrière soit établi, caractérisé en ce qu'il comprend de premiers moyens pour faire varier le rapport de pression entre le flux dérivé et le flux d'échappement du générateur de gaz, lorsque le réglage de poussée du propulseur est réduit pour augmenter la pression du flux dérivé par rapport à la pression du flux d'échappement du générateur de gaz, des moyens sensibles à V'actionnement desdits premiers moyens pour réduire l'alimentation de carburant au flux dérivé, et d'autres moyens sensibles à l'actionnement desdits premiers moyens peur ajuster la surface desdites premières tuyères pour maintenir le rapport de poussée entre les premières et secondes tuyères sensiblement à la valeur du rapport initial. 2. Propulseur à turbine à gaz selon la Revendication 1, caractérisé en ce que les moyens actionnables pour modifier le rapport de pression du flux dérivé et du flux d'échappement du générateur de gaz comprennent des moyens pour faire varier la surface d'éjection des secondes tuyères. 3. Propulseur à turbine à gaz à double flux, selon la Revendication 1, caractérisé en ce que les moyens actionnables pour modifier le rapport des pressions du flux dérivé et du flux d'échappement du générateur de gaz comprennent des moyens pour faire varier la géométrie d'une turbine entraînée par le compres- seur. 4. Propulseur à turbine à gaz à double flux, selon la Reven- dication 1,-caractérisé en ce que les moyens actionnables pour faire varier le rapport des pressions du flux dérivé et du flux d'échappement du générateur de gaz comprennent des moyens pour faire varier la géométrie d'un compresseur du générateur de gaz.