Brevet FR3115331A1 — publié le 20220422

Le dispositif de réverse ([Fig.1]) permet de réduire fortement la distance de roulage à l’atterrissage des aéronefs. Les volets 7 et/ou le carénage 8 qui orientent de préférence le flux froid 3 (double flux) vers l’avant 9 de cette réverse peuvent aussi être utilisés en tant qu’éjecteur ([Fig.3]) de sorte à produire une poussée supplémentaire sans surconsommation de carburant durant la phase de décollage. La distance de roulage au décollage s’en trouve réduite, et pour une même vitesse de décollage les gains en consommation de carburant seront très importants. Les éléments de ce dispositif étant rétractables ([Fig.3]), toujours sous l’effet du vérin 10, font que la trainée globale de la turbomachine en croisière ne s’en trouvera pas dégradée. La superposition du flux froid 10 ([Fig.3]) généré par l’éjecteur aux flux froid 3 et flux chaud 6 contribut à réduire la puissance acoustique (tout autant que la signature thermique) durant les phases de décollage et de montée vers l’altitude de croisière des aéronefs. Figure pour l’abrégé : Fig.3 Dispositif permettant de générer un complément de poussée au décollage d'un aéronef, sans surconsommation de carburant. L’invention relève des dispositifs permettant de générer un complément de poussée au décollage des aéronefs sans surconsommation de carburant. À ce jour, les turbomachines qui augmentent la poussée des aéronefs de préférence au décollage sont celles qui peuvent activer la post-combustion par une importante injection supplémentaire (200%) de carburant. Ces turbomachines relèvent du domaine militaire. La présente invention a pour but de générer une poussée complémentaire mais, contrairement au dispositif de la post-combustion, sans surconsommation de carburant. Le dispositif objet de la présente invention consiste donc à augmenter la poussée au décollage et pour partie en phase de montée des aéronefs sans consommation supplémentaire de carburant. Pour réaliser cet objectif, il n’est que de modifier l’inverseur de poussée dont sont dotés la plupart des turbomachines (turboréacteurs) qui équipent les avions commerciaux/civils pour en faire un dispositif nommé éjecteur. Ce dispositif s’effaçant ensuite dès que l’aéronef atteint une vitesse suffisante de sorte à ne pas lui opposer de forces supplémentaires à son avancement. L’inverseur : Dans le domaine aéronautique, l'inversion de poussée, souvent désignée par son terme anglais reverse est un dispositif permettant d'orienter vers l'avant une partie ou la totalité de la poussée – jet inversé - exercée par un moteur à réaction dans le but de ralentir un aéronef et de réduire sa distance de freinage lors de l'atterrissage. Comme à l’accoutumé, les inverseurs positionnés en partie arrière du moteur ont pour fonctions : De maintenir le profil de la tuyère d’éjection en mode direct en croisière, De réaliser cette reverse en mode jet inversé à l’atterrissage. Ces inverseurs sont en fait équipés de 2 (ou plus) coquilles (ou becquets) montées pivotantes sur la structure fixe de l’inverseur dont la cinématique reste simple et légère. En mode dit « lisse » ou inverseur non actif le jet est direct pour assurer la force propulsive au décollage, et à l’atterrissage ces coquilles déployées constituent alors des obstacles qui inversent le flux. De fait, la distance de roulage à l’atterrissage s’en trouve fortement réduite. De nombreux système d’inverseurs ont été installés, mais tous assurent l’inversion de la poussée pour des raisons évoquées supra. L’éjecteur : Par ailleurs, la NASA a mené de nombreux essais sur l’éjecteur qui consiste à positionner dans le plan de sortie de la turbomachine ou en léger recouvrement une tuyère de section de préférence circulaire de forme adaptée aux gaz d’éjection qu’ils soient continus ou pulsés appelés « jet primaire ». Les conclusions de ces diverses expérimentations indiquent une augmentation très significative de la poussée résultante sans consommation supplémentaire de carburant. De fait, l’air extérieur ou « jet secondaire » est entrainé par le jet primaire pulsé ou continue grâce à la viscosité intrinsèque des deux fluides et à la dépression générée par la vitesse de l’écoulement du flux primaire. Le débit s’en trouve augmenté et il se forme plusieurs zones de mélange : Une première zone qui représente l’entrainement du fluide extérieur (ici, l’air), ou flux secondaire, et une deuxième zone où s’effectue le mélange de ces deux fluides tel que selon la forme circulaire de la partie de l’éjecteur en prolongation de la section aussi circulaire de la tuyère du turboréacteur, fait que le débit total est augmenté et produit une compression dans ladite zone de mélange de ces deux fluides, primaire et secondaire. Une troisième zone ou tuyère d’éjection mais légèrement divergente et totalement adaptée à la pointe arrière du turboréacteur permet la détente du mélange de ces deux fluides produisant ainsi le complément de poussée recherché sans consommation supplémentaire de carburant. À noter qu’en air dit libre (sans carénage de l’éjecteur), le rapport entre le débit secondaire et le débit primaire est de l’ordre de 25. L’inverseur – Éjecteur : Des essais ont été menés sur des avions de ligne faisant ressortir l’inconvénient majeur suivant : attendu que l’éjecteur (thrust augmentor) solidaire en sortie du propulseur présente une surface frontale en rupture de continuité, alors dès que la vitesse de l’aéronef augmente de façon importante jusqu’à sa vitesse de croisière, l’éjecteur étant rendu fixe par conception, la trainée aérodynamique produite sur la turbomachine devient fortement contre-productive au point de générer un poussée beaucoup plus faible : ce dispositif devient rédhibitoire. Le dispositif, objet de l’invention, sera de préférence lié au flux secondaire froid, afin de ne pas le soumettre aux conséquences thermiques dues au flux primaire chaud créé par la chambre de combustion. Pour rendre bien plus efficace ce dispositif en termes de poids et de complexité cinématique, la section de la tuyère d’éjection des propulseurs sera de préférence rectangulaire plutôt que circulaire. La présente invention a pour objectif de modifier l’inverseur de poussée en un dispositif actif au décollage et en partie durant la phase de montée, en un éjecteur de sorte à augmenter la poussée de façon significative (plus de 20%) sans consommation supplémentaire de carburant. Et une fois la vitesse de l’aéronef suffisante, ce dispositif s’effacera de sorte à présenter une forme dite « lisse » d’où une trainée aérodynamique minimum conforme à la vitesse de croisière de l’aéronef. Une conséquence importante de ce dispositif est une consommation de carburant fortement réduite du fait qu’au décollage et en phase de montée, les propulseurs sont lancés à leurs performances maximales là où la consommation est aussi maximale. Comptabilisé sur toute une année d’exploitation (et plus encore sur toute la durée de vie de l’aéronef), les gains en consommation seront très importants. Un effet collatéral de ce dispositif est de réduire le bruit au décollage généré par les propulseurs lancés à leur puissance maximale. En effet, ce flux secondaire peut être considéré comme une couche supplémentaire qui vient se superposer au double flux froid et au flux primaire chaud de sorte à s’interposer à la puissance acoustique générée principalement par la vitesse élevée des gaz d’éjection du flux primaire chaud, réduisant par ailleurs leur température finale. L’objet principal de cette invention consiste à conjuguer ces deux dispositifs : l’inverseur de poussée et l’éjecteur comme indiqué par la , de sorte à produire une poussée supplémentaire au décollage et pour partie en phase de montée, sans consommation supplémentaire de carburant, et avec réduction de la puissance acoustique durant ces phases jusque vers l’altitude de croisière pour en réduire les nuisances subies par les riverains. La représente en demie coupe le fonctionnement du turboréacteur en mode croisière ou directe. Le flux principal est aspiré par l’entrée d’air du compresseur via les pales 1 pour se décomposer en flux primaire 2 et en double flux 3. Le flux primaire 2 après son mélange avec du carburant alimente la chambre de combustion 4 qui, pour partie, cède son énergie aux jeux de turbines 5 lesquelles entrainent le compresseur, pendant que la partie résiduelle de cette énergie, le flux chaud 6, se détend dans la tuyère pour assurer la propulsion de l’aéronef. Le volet 7 et le carénage 8 sont alors en position dite « lisse ». Le vérin 10 est disposé en V1 de telle sorte à maintenir les éléments 7 et 8 en mode « lisse ». La précise qu’au moment de l’atterrissage, le vérin 10 positionne le volet 7 en V2 de telle sorte que le double flux froid 3 soit dévié vers l’avant 9 du turboréacteur afin d’exercer une contre-poussée et freiner ainsi l’aéronef augmentant par conséquent la durée de vie des pneus et des plaquettes de frein. Le carénage 8 pouvant conserver sa position initiale telle qu’indiqué sur les figures 1 et 2. La distance de roulage durant cette phase d’atterrissage est alors nettement réduite. La représente le volet 7 et le carénage 8 positionnés en V3 et manœuvrés par le vérin 10. Le flux secondaire froid (atmosphérique) extérieur 11 est entrainé par viscosité du double flux et par dépression statique due précisément à cette vitesse d’entrainement. Le volet 7 est dimensionné de sorte à ce que les deux flux (double flux 3 et flux secondaire 11) se mélangent au mieux, et le volet 8 est dimensionné pour présenter une tuyère légèrement divergente nécessaire à la détente des deux flux dont les débits respectifs sont comprimés précisément dans la zone de mélange. De fait, le débit total 12 est alors augmenté avec une quasi même vitesse d’éjection. La poussée s’en trouvera donc augmentée, et surtout sans surconsommation de carburant. Les flux froids sont privilégiés afin de ne pas soumettre tous les organes concernés de ce dispositif objet de l’invention au stress de la température, et avec pour conséquence d’en prolonger leur durée de vie. De plus, le flux 12 de ce dispositif venant se superposer de surcroit aux flux chaud 6 issu de la chambre de combustion et au double flux 3 se comportera comme la dernière couche gazeuse protectrice à faible vitesse réduisant ainsi fortement l’impact acoustique sur les populations riveraines. Une fois l’altitude de sécurité atteinte, ce dispositif retrouvera sa position dite de « croisière » telle d’indiquée sur la afin de ne pas présenter de trainée supplémentaire de sorte à ce que l’aéronef retrouve sa vitesse à l’altitude de croisière. Dispositif inverseur de poussée pour un turboréacteur double flux 3, caractérisé en ce qu’il comprend un vérin 10 destiné à manœuvrer un volet 7 et un carénage 8. Ledit vérin pouvant prendre : - une première position V1 permettant l’alignement du volet 7 et du carénage 8, en position dite « lisse » pour fournir une poussée en mode de croisière, - une deuxième position V2 permettant de dévier le double flux froid 3 vers l’avant 9 du turboréacteur afin d’exercer une contre poussée, et - une troisième position V3 permettant l’ajout d’un flux secondaire extérieur 11 qui s’ajoute et se mélange au double flux 3, afin d’augmenter le débit total et ainsi la poussée, sans surconsommation de carburant.