FR 2496765 A1 19820625 FR 7900671 A 19790111 1 2496765 La présente invention se rapporte â un dispositif Dour empocher le vrombissement dans les entrées d'air supersoniques des propulseurs à réaction aérobies, en particulier des stato- réacteurs à combustibles solides, sans réglage de la quantité d'eûtrée d'air, de la quantité de combustible et de l'écoulemez propulsif pour l'entraînement de missiles guidés, et avec sec- tion transversale d'entrée d'air en forme de corps-de révolutic incomplet, en particulier en forme dé demi-corps de révolution. Dans les avions et missiles se déplaçant à des nombres c Mach élevés, le diffuseur supersonique transforme la grandq énergie cinétique de l'air s'écoulant en énergie de compression par ralentissement de sa vitesse. Dans les statoréacteurs, cett opération est effectuée par le diffuseur supersonique seul. L'air ainsi comprimé sert alors d'air de combustion dans la chambre de combustion. Les ondes de choc caractéristiques intervenant sur les corps entourés par des écoulements supersoniques sont, dans le cas des entrées d'air supersoniques, utilisées pour transformez l'énergie cinétique en énergie de compression. Dans les entrées d'air supersoniques pour propulseurs d'avions, il se produit plusieurs ondes de choc obliques successives suivies d'une onde de choc finale perpendiculaire au contour du canal et derrière laquelle règne un écoulement subsonique dont la vitesse est enc re diminuée dans le diffuseur subsonique monté en aval avec au mentation simultanée de la pression. Le phénomène de la trans- formation de pression par ondes de choc sur un très petit esDac et son utilisation dans l'écoulement supersonique sont aussi all chants qu'il est difficile encore &Xàovrd'hui de stabiliser l'onde de choc finale dans des zones de fonctionnement détermi- nées du diffuseur supersonique pour maintenir les puissances voulues du propulseur. Dans les diffuseurs supersoniques, on distingue deux éta de fonctionnement, à savoir l'état de fonctionnement "Xurcritiq dans lequel l'onde de choc finale verticale se situe à l'inté- rieur du diffuseur et l'état de fonctionnement "sous-critique" dans lequel l'onde de choc finale passe devant l'arête de choc du canal d'entrée. Le point de fonctionnement optimum, c'est-à- dire le point o le produit de la pression et du débit de l'air est maximum, la première citée des grandeurs de fonctionnement étant, dans le diagramme,portée en ordonnées, et la deuxième de abscisses, se situe exactement au point de transition entre l'é- tat de fonctionnement "sous-critique" et l'état de fonctionnement nsurcritique". Le phénÈmne appelé "7vrombissement" en jargon dt métier s'est révélé être le principal défaut de l'entrée d'air dans les diffuseurs supersoniques. Ce défaut apparaît dans la zo- ne de fonctionnement "sous-critique'. zn pareil cas, l'onde de choc verticale passant déjà devant l'arête de choc avant du canal d'entrée ne trouve aucune position stable et, non stationnaire, exécute un mouvement de va-et-vient sur le c8ne. Ce déplacement non seulement provoque de fortes variations de pression dans l'é- coulement et par conséquent une diminution considérable de la pression moyenne et du débit d'air (extinction de la chambre de combustion dans les statoréacteurs à combustible liquide; décolle- ment de la flamme dans les statoréacteurs à combustible solide) mais peut aussi entraîner la destruction mécanique de la struc- ture de l'entrée d'air et du missile. Pour cette raison, il est impératif de supprimer ce "vrombis- sement" extrêmement préjudiciable. Dans les entrées d'air supersoniques classiques, on arrive effectivement à le supprimer en plaçant le point d'établissement non pas au point de fonctionnement optimum précité,mais en le dé- calant légèrement dans la zone de fonctionnement su=ritique. De ce fait, et par des mesures et dispositifs supplémentaires, par exemple une géométrie variable du diffuseur, régulation du dosage du combustible pour la chambre de combustion du propulseur monté en aval et réglage des tuyères de poussée, on arrive à cz que, en cas d'écart par rapport au point d'établissement, écart pouvant par exemple 8tre provoqué par des manoeuvres de vol par- ticulières,on n'atteigne jamais l'état de fonctionnement sous- critique,qui est la condition préalable pour l'apparition du vrombissementf (mouvement de va-et-vient de l'onde de choc ver- ticale sur le c8ne). Ces mesures et dispositifs provoquent tou- tefois, en s'écartant du point de fonctionnement optimum, une perte de puissance et entraînent la mise en oeuvre de moyens techniques supplémentaires coûteux ainsi qu'une augmentation de poids. La présente invention a par conséquent pour objet de supprimer, par un dispositif relativement simple, le "vrombis- sement" extrêmement préjudiciable qui se produit dans les dif- fuseurs supersoniques. 3 2496765 Ce résultat est atteint, selon l'invention par le fait qu'il est prévu des ouvertures de dérivation d'air installées dans le c8ne en amont du plan d'entrée du tube d'entrée d'air, vu dans le sens de l'écoulement. Avec une entrée d'air supersonique dans laquelle, entre la face interne de l'entrée d'air et du c8ne et le contour ex- terne, voisin de ces derniers, du missile, on prévoit ume fente d'air qui laisse passer un écoulement de couche limité de ce dernier et oui est pontéepar une étrave de couche limite, il est prévu selon l'invention, d'installer plusieurs fentes de dé- rivation d'air aménagées dans le c8ne les unes derrières les au- tres dans le sens de l'écoulement, disposées dans le sens péript rique et débouchant en direction de la fente de couche limite. En pareil cas l'étrave de couche limite est réalisée de façon que la pression dans la fente de couche limite soit inférieure à celle régnant sur la surface du c8ne et tout au moins intérieure à la pression régnant derrière l'onde de choc verticale sortant. Selon une caractéristique de l'invention, ces fentes de dérivation d'air ont une section transversale en forme de queue d'aronde qui garantit la régularité de la dérivation radialement de l'extérieur vers l'intérieur. Dans un autre mode de réalisation avantageux de l'invez tion, on prévoit un ou plusieurs canaux de dérivation d'air amé- nagés dans le c8ne les uns derrière les autres dans le sens de l'écoulement, disposés dans le sens périphériqie et oui, par us couvercle présentant de nombreuses rangées de trous d'écoulement c'est-à-dire une t8le cerforée, sont fermés radialement vers l'extérieur et débouchent en direction de la fente de couche li- mite. Cette dernière proposition s'est, au cours de nombreux essais, révélée un moyen efficace pour empocher le "vromb isseme Ce dispositif selon l'invention est de construction simple, peu conteuse et permet par ailleurs une économie de poids. L'invention sera mieux comprise à l'aide du la descriptif de modes de réalisation pris comme exemples, mais non limitatifs ut illustrés par le dessin annexé, sur lequel s les figures 1 et 2 représentent, pour un missile, une en- entrée d'air supersonique avec dispositif de dérivation d'air de types différents. 4 2496765 Les entrées d'air supersoniques en form de demi-corps de révolution disposées sur un missile 1 sont, pour l'essen- tiel, respectivement constituées par un c8ne 2, un tube d'en- trée d'air 3 et une étrave de couche limite 4 qui ponte la fente d'air libre 5 entre la surface plane 6, tournée vers l'intérieur, de l'entrée supersonique et la zone surfacique la, voisine de cette dernière, du missilu 1. On évite ainsi l'écoulement de la couche limite préjudiciable pour l'entrée d'air, c'est-à-dire chauffée et moins riche en énergie. L'é- trave de couche limite 4 est en pareil cas réalisée de façon que l'écoulement limite ait une pression plus faible que l'é- coulement sur la surface du cône 2. L'écoulement d'air arrivant à vitesse supersonique est désigné par L. Il est, de façon connue, ralenti dans le dif- fuseur supersonique et son énergie cinétique est en plusieurs ondes de choc, ici par exemple trois ondes de choc obliques successives a, b, et c et une onde de choc finale verticale d, transformée en énergie de compression. Derrière la dernière onde de choc ou onde de choc finale d, règne une vitesse sub- sonique. Dans la zone de fonctionnement établie du propulseur et de l'entrée supftsonique, ies ondes de choc a, b, et d prennent constamment les directions indiquées. Si le missile, par exemple par suite de manoeuvres par- ticulières de vol, diminue de vitesse ou si les conditions d'é- coulement se détériorent d'une façon quelconque, la pression et par conséquent le débit d'air décroît dans le diffuseur. Le propulseur dans cette condition de vol nécessite moins d'air et l'onde de choc finale d passe alors devant l'arête de choc 3a et devant le plan d'entrée E du tube d'entrée d'air 3, comme schématisé par d'. L'entrée d'air fonctionne alors à l'état sous-critique et il s'agit donc de rendre stable l'onde de choc d' sur le c8ne 2. Sur la figure 1, A l'état de fonctionnement sous-critique, une partie L' de l'air L s'écoulant sur le c8ne 2 est, par les fentes de dérivation d'air 7 de section transversale en for- me de queue d'aronde, évacuéevers l'écoulement de couches limites T. Sur la figure 2, le même écoulement se produit par de 2496765 nombreux petits trous 8 aménagés dans un couvercle 9 (t8lue perforée), qui ferme deux canaux de dérivation d'air 10 ra- dialement vers l'extérieur. Par la déviation de la couche limite dans les zones critiques du diffuseur d'entrée et du c8ne 2 devant le plan d'entrée E, on stabilise ici l'onde de choc sortant d' et on empêche ainsi le vromb-issement. R E V E N D I C A T I 0 N S 1. Dispositif pour empocher le vromb.,issement dans les entrées d'air supersoniques des propulseurs à réaction aérobies, en particulier des statoréacteurs à combustibles solides,sans réglage de la quantité d'entrée d'air, de la quan- tité de combustible et de l'écoulement propulsif pour l'entrat- nement de missiles guidés, et avec section transversale d'en- trée en forme de corps de révolution incomplet, en particulier en forme de demi-corps de révolution, caractérisé par le fait que des ouvertures de dérivation d'air sont prévues dans le c8ne en amont du plan d'entrée du tube d'entrée d'air, vu dans le sens de l'écoulement. 2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel, entre la face interne de l'entrée d'air et du cône et le con- tour externe, voisin de ces derniers, du missile, il est prévu une fente d'air qui laisse passer un écoulement de couche limite de ce dernier et qui est pontéepar une étrave de couche limite, caractérisé par le fait qu'il comporte plusieurs fentes de dé- rivation d'air aménagées dans le cane les unes derrière les au- tres dans le sens de l'écoulement, disposées dans le sens pé- riphérique et débouchant en direction de la fente de couche li- mite, l'étrave de couche limite étant réalisée de façon que la pression dans la fente de couche limite soit plus petite que sur la surface du c8ne et tout au moins plus petite que la pres- sion derrière l'onde de choc verticale sortent qui se situe alors avant la dérivation. 3. Dispositif selon la revendicatin 2, caractérisé par le fait que les fentes de dérivation d'air ont une section trans- versale en forme de queue d'aronde. 4. Dispositif selon les revendiations 1 et 2, caracté- risé par le fait qu'il comporte un ou plusieurs canaux de déri- vation d'air aménagés dans le c8ne les uns derrière les autres dans le sens de l'écoulement et disposés dans le sens périphéri- que, ces canaux étant fermés radialement vers l'extérieur par un couvercle pourvu de plusieurs rangées de trous d'écoulement et débouchant des deux c8tés en direction de la fente de couche limite.