FR 2629873 A1 19891013 FR 8902577 A 19890228 Agencement de propulseurs pour appareils volants hyperso- niques. La présente invention concerne un agencement de propulseurs pour appareils volants hypersoniques aérobies, en particu- lier pour avions hypersoniques comprenant des propulseurs disposés sous le fuselage, à savoir un ou plusieurs turboréacteurs ainsi qu'au moins un statoréacteur associé à chaque turboréacteur, une entrée d'air commune à chaque turboréacteur et au(x) statoréacteur(s) associés, un ou plusieurs clapets destinés à fermer c8té en.trée chaque turboréacteur, et des tuyères d'éjection séparées pour chaque propulseur. On sait que la plage de vitesse exigée par les appareils volants hypersoniques (vitesse comprise entre "zéro" et Mach 10 et plus) ne peut être correctement couverte avec un type de propulseur. Dans les appareils volants qui ne se déplacent que dans l'atmosphère, il est avanta- geux d'utiliser des propulseurs aérobies, étant donné que l'oxydant peut alors être pris dans l'environnement sous forme d'oxygène atmosphérique et n'a pas besoin d'être emporté sous forme de lest. La plage de vitesse comprise entre "zéro" et Mach 3 environ est la plage d'utilisation typique pour les turboréacteurs. Les stato- réacteurs sont appropriés pour des vitesses plus impor- tantes. 1 Le rapport CR/158926-1 publié par la NASA et intitulé "Hypersonic Cruise Aircraft Integration Study" de R.E. Morris et G.D Brewer décrit un agencement de propulseurs pour des avions hypersoniques (figure 13, page 39) dans lequel une entrée d'air commune est associée à un turboréacteur et à un statoréacteur (ramjet), le turboréacteur pouvant être fermé côté entrée à l'aide de deux volets. Les tuyères d'éjection des deux propul- seurs sont séparées mais elles débouchent à peu près dans la même zone. Le statoréacteur est disposé sous le turboréacteur. La figure 11 de la page 35 montre une disposition sous le fuselage de plusieurs propulseurs. Ici également, les turboréacteurs généralement plus lourds et plus grands sont disposés près du fuselage, tandis que les statoréacteurs plus petits et plus légers sont disposés à l'écart du fuselage, sous les turbo- réacteurs. Ces solutions présentent toute-fois des incon- vénients notables. Du fait que les statoréacteurs sont disposés à l'extérieur, c'est-à-dire sous les turbo- réacteurs, les turboréacteurs qui sont très complexes et nécessitent par conséquent plus d'entretien, sont difficilement accessibles, surtout lorsqu'il existe plusieurs moteurs. Lorsque le ou les turboréacteurs fonctionnent, la couche limite de fuselage relativement épaisse et turbulente doit être maintenue le plus possible à l'écart de l'entrée d'air, afin de ne pas perturber l'admission d'air aux turboréacteurs sensibles à cet égard. Dans le cas de dispositifs ne comportant qu'un ou deux turboréacteurs et dans lesquels il n'existe par conséquent pas de problèmes de place, la couche limite de fuselage est en général déviée par des déflec- teurs de couche limite (barrières, socs, etc.), ce qui augmente la résistance à l'air. Dans les dispositifs à plusieurs moteurs, des systèmes de tubes ou de canaux 1 le plus souvent complexes, lourds et volumineux sont nécessaires pour guider la couche limite de fuselage le long des propulseurs, à l'intérieur du fuselage, vers l'arrière de l'avion. Lorsque la vitesse de volaugmente, passant du supersonique à 1' hypersonique, l'efficacité des gouvernes aérodynamiques diminue de plus en plus. Du fait des forces d'impulsions d'entrée et de sortie sur les propulseurs, il apparait, en particulier en 1q cas d'agencement sous le fuselage, des moments autour de l'axe de tangage horizontal de l'avion qui, le cas échéant, ne peuvent plus être compensés avec les gouvernes aérodynamiques à admission libre. L'invention a donc pour objet de proposer un agencement de propulseurs avec au moins un turboréacteur et au moins un statoréacteur qui élimine totalement ou au moins largement les inconvénients des solutions de l'art antérieur. Les turboréacteurs complexes néces- sitant un contr8le et un entretien fréquent doivent être facilement accessibles et être alimentés par un flux qui soit le moins perturbé possible en vue d'un fonctionnement optimal. En outre, les moments problémati- ques en particulier dans le cas d'une disposition sous le fuselage, peuvent être compensés facilement, du moins en majeure partie, par des forces d'impulsions d'entrée et de sortie sur les propulseurs. Cet objectif est atteint en ce que chaque turboréacteur est disposé à distance du fuselage de l'appareil volant, en ce que le ou les statoréacteurs sont disposés entre le ou les turboréacteurs et le fuselage, en ce qu'au moins un canal qui débute en amont de l'entrée d'air et débouche dans le ou les statoréacteurs associés à l'entrée d'air est prévu pour chaque entrée d'air, pour dévier la couche limite de fuselage lorsque le 1 ou les turboréacteurs fonctionnent, l'ouverture amont ou toutes les ouvertures du canal pouvant être fermées par un ou plusieurs volets. Suivant une variante, il est prévu dans la zone d'ouverture des tuyères d'éjection, au moins un volet de tuyère qui peut pivoter autour d'un axe pour l'essentiel horizontal et dont la première surface active est associée à un turboréacteur tandis que la deuxième surface active est associée à un ou plusieurs statoréacteurs. Le fait de disposer les turboréacteurs sur le côté extérieur des statoréacteurs voisins du fuselage offre une bonne accessibilité pour l'entretien et le change- ment. Dans le cas d'une disposition sous le fuselage, cela signifie que les turboréacteurs sont accessibles au moins par le bas. La déviation de la couche limite de fuselage pa-r des ca- naux courts, vers les statoréacteurs, lorsque le ou les turboréacteurs fonctionnent, est avantageuse à différents égards. Les compresseurs des turboréacteurs sont alimen- tés de manière optimale avec une admission d'air es- sentiellement non perturbée, aucun déflecteur de couche limite augmentant la résistance n'est nécessaire dans la zone d'entrée, le travail de conception et le poids des canaux courts sont réduits et le fait que les stato- réacteurs qui ne fonctionnent pas soient traversés provo- que une répartition favorable de la vitesse dans la zone des tuyères et partant, une résistance réduite à l'arriè- re. Les volets de tuyère pivotants disposés dans la zone li- mite entre les turboréacteurs et les statoréacteurs per- mettent, dans certaines limites, une déviation du jet dans les deux types de propulseurs afin de compenser les moments de tangage. S'ils sont positionnés de manière appropriée, les volets agissent en outre, du point de vue 1 de la mécanique des fluides, en tant que prolongements des parties divergentes de tuyères des propulseurs supé- rieurs et inférieurs. Selon une autre caractéristique de l'agencement de pro- pulseurs, au moins un canal de liaison pouvant être fermé et s'étendant à partir de l'entrée d'air jusqu'au canal déviant la couche limite du fuselage, est prévu pour dé- vier la couche limite de l'entrée lorsque le ou les turboréacteurs fonctionnent. Ainsi, une partie de la cou- che limite de l'entrée est déviée en plus de la couche limite du fuselage, lorsque le ou les turboréacteurs fonctionnent, et elle est guidée à travers le stato- réacteur ne fonctionnant pas. Suivant encore une autre caractéristique, au moins un dispositif de tourbillonnement, se présentant sous la forme de barrières ou d'un dénivellement, par exemple, est placé dans le statoréacteur, en amont de la chambre de combustion, pour le fonctionnement du statoréacteur afin de mélanger la couche limite guidée dans l'entrée avec le flux d'entrée non perturbé. Ainsi, lorsque le statoréacteur fonctionne, c'est-à-dire dans le cas o la couche limite du fuselage et la couche limite de l'entrée sont déviées par l'arrivée d'air vers le statoréacteur en fonctionnement, il s'effectue un mélange de la couche limite avec le flux d'entrée non perturbé à l'aide d'un dispositif de tourbillon- nement, afin de ne pas influencer défavorablement le processus de combustion par des dissymétries dans le canal d'écoulement. Il convient à présent d'expliquer plus en détails l'invention à l'aide d'un exemple de mise en oeuvre re- présenté sur les dessins schématiques, sur lesquels: la figure 1 représente une coupe longitudinale de l'agen- cement de propulseurs lorsque le ou les turbo- réacteurs fonctionnent, la figure 2 représente une coupe longitudinale correspon- dante lorsque le statoréacteur fonctionne. L'agencement de propulseurs 1 selon les figures 1 et 2 illustre une disposition sous le fuselage particulière- ment appropriée dans les avions. Selon l'invention, le statoréacteur 3 touche directement au fuselage 4 et le turboréacteur 2 se trouve au-dessous du statoréac- teur 3, à distance du fuselage 4. En particulier dans les missiles, il peut être judicieux-de disposer également les propulseurs au-dessus du fuselage ou sur le c8té du fuselage, en position inclinée vers le haut ou vers le bas. L'important est de toujours respecter le principe selon lequel le ou les statoréacteurs sont plus proches du fuselage que le ou les turboréacteurs. Du fait que leurs pièces ont une vitesse élevée de rotation et qu'ils sont complexes, les turboréacteurs nécessitent un entretien relativement important et ils sont sujets à des phénomènes d'usure et de fatigue. L'invention permet d'améliorer considérablement l'accessibilité des turboréacteurs pour l'entretien, le contrôle et le changement, ce qui vaut en particulier pour les dispositifs à plusieurs moteurs. Chaque entrée d'air alimente un turboréacteur et un ou plusieurs statoréac- teurs. Le fait d'associer plusieurs statoréacteurs à un turboréacteur et à une entrée d'air est surtout judicieux lorsque les statoréacteurs présentent une section de passage beaucoup plus réduite que le turbo- J0 réacteur. Pour plus de clarté, les figures 1 et 2 partent du principe qu'une entrée d'air 5 alimente exactement un turboréacteur 2 et un statoréacteur 3. La figure 1 représente le cas o seul le turboréacteur fonctionne, ce qui est indiqué par les flammes dans 1 la zone de la chambre de combustion et du post-brûleur du turboréacteur 2. Le flux d'air non perturbé, symbolisé par la flèche 29 traverse l'entrée 5, le turboréacteur 2 ainsi que la tuyère d'éjection 6 pour l'essentiel en ligne droite. L'entrée 5 a de préférence-une section transversale carrée, la paroi arrière n'étant pas repré- sentée pour plus de clarté. Son profil d'écoulement inférieur est fixe, son profil d'écoulement supérieur est réglable et il est essentiellement déterminé par la position des deux grands volets 12 et 13. La figure 1 représente la position des volets qui permet de donner à l'entrée une section transversale maximale, la liaison d'écoulement vers le statoréacteur 3 étant interrompue à l'aide des volets 14 et 15. La couche limite de fuselage turbulente, symbolisée par la flèche 27, est guidée dans le canal 8 en direction du statoréacteur 3 ne fonctionnant pas et elle s'échappe de nouveau par la tuyère d'éjection 7 dudit statoréacteur à l'arrière de l'avion. La tuyère d'éjection 7 a de préférence également une section transversale carrée et elle est réglable à l'aide des volets de tuyère 20 et 21. Du fait de la sortie d'air à l'extrémité du statoréacteur 3, la répartition de la vitesse à l'arrière est plus favorable, la résistance de l'avion à l'air diminuant. Ainsi, la couche limite de fuselage dans la zone des propulseurs est guidée pratiquement sans pertes le long de chaque turboréacteur et elle est encore utilisée de manière avantageuse à l'arrière, par aération. de l'arrière. Selon la longueur de la partie supérieure mobile de l'entrée d'air 5, il se forme également sur cette dernière une couche limite éventuellement perturbatrice. La figure 1 représente une possibilité de guider cette couche limite d'entrée symbolisée par la flèche 28 1 à travers un canal de liaison 9 dans le canal 8 et partant, dans le statoréacteur 3. Le canal de liaison 9 est formé par deux volets 17 et 18. Il est bien entendu également possible de prévoir plusieurs ouvertures ou canaux qui peuvent être libérés ou obstrués à l'aide d'organes de fermeture appropriés, tels que des vannes par exemple. Une tuyère d'éjection 6 -convergente/divergente qui est de préférence également réalisée carrée et dont la section transversale peut être modifiée à l'aide des volets de tuyère 22, 23, 24, est montée en aval du turboréacteur 2. Dans la zone limite des deux tuyères d'éjection 6 et 7, il existe un autre volet de tuyère 19 qui présente un axe horizontal Y et dont l'une des surfaces actives 26 (côté inférieur) est associée au turboréacteur 2, tandis que l'autre surface active (côté supérieur) est associée au statoréacteur 3. Le volet de tuyère 19 peut être utilisé en tant que gouverne de jet, en tant que prolongement de la partie divergente de la tuyère et en tant que volet de fermeture. Sa mobilité est indiquée par la double flèche 31. La figure 2 représente le cas o seul le statoréacteur fonctionne, indiqué par les flammes derrière le dispositif d'injection 10. Le turboréacteur 2 est fermé de toutes parts, côté entrée par les volets 15 et 16 et côté sortie par les volets de tuyère 22, 23 et 24. Le stato- réacteur 3 relativement simple n'est pas sensible par rapport à la couche limite turbulente, si bien que la couche limite du fuselage, la couche limite de l'entrée et le flux non perturbé sont guidés dans l'entrée d'air , ce qui est représenté par la flèche 30. Le canal 8 est fermé côté entrée par le volet 11 et côté sortie par le volet 14. La liaison entre l'entrée et le canal 8 est également interrompue (volets 17 et 18). Les 1 volets 12 à 16 sont positionnés de telle sorte qu'ils forment avec les profils fixes, un canal convergent/diver- gent qui soit le plus favorable possible à l'écoulement, avec un bon effet d'étanchéité. Afin de garantir dans la zone de la chambre de combustion, une répartition plus régulière de la vitesse, il est possible, en amont du dispositif d'injection 10, de mélanger la couche limite avec le flux d'air non perturbé, à l'aide d'un ou plusieurs dispositifs de tourbillonnement (tels que barrières, dénivellements, non représentés). Les gaz d'échappement chauds sortent par la tuyère d'éjection 7 dont la section transversale la plus étroite est réglée à l'aide des volets de tuyère 20 et 21. Le volet de tuyère 19 permet d'influencer aussi bien le degré d'expansion que la direction du jet de poussée. Dans la plage hypersonique en particulier, une commande par vecteur de poussée de ce type est plus efficace qu'une commande à l'aide des gouvernes aérodynamiques. Lors du passage du fonctionnement du ou des turboréacteurs à celui du statoréacteur et inversement, c'est-à-dire à des vitesses de Mach 3 à 3,5 environ, il est possible et judicieux d'actionner pendant peu de temps et simul- tanément les deux types de propulseurs, afin de ne pas interrompre la poussée REVENDICATIONS 1 1. Agencement de propulseurs pour appareils volants hypersoniques aérobies, en particulier pour avions hypersoniques comprenant des propulseurs disposés sous le fuselage, à savoir un ou plusieurs turboréacteurs ainsi qu'au moins un statoréacteur associé à chaque turboréacteur, une entrée d'air commune à chaque turbo- réacteur et au(x) statoréacteur(s) associé(s), un ou plusieurs clapets destinés à fermer c8té entrée chaque turboréacteur, et des tuyères d'éjection séparées pour chaque propulseur, caractérisé en ce que chaque turbo- réacteur (2) est disposé à distance du fuselage (4) de l'appareil volant, en ce que le ou les statoréacteurs - (3) sont disposés entre le ou les turboréacteurs (2) et le fuselage (4), en ce qu'au moins un canal (8) qui débute en amont de l'entrée d'air (5) et débouche dans le ou les statoréacteurs (3) associés à l'entrée d'air (5) est prévu pour chaque entrée d'air (5), pour dévier la couche limite de fuselage (flèche 27) lorsque le ou les turboréacteurs fonctionnent, l'ouverture amont ou toutes des ouvertures du canal (8) pouvant être fermées par un ou plusieurs volets (11, 14). 2. Agencement de propulseurs pour appareils volants hypersoniques aérobies, en particulier pour avions hypersoniques comprenant des propulseurs disposés sous le fuselage, à savoir un ou plusieurs turboréacteurs ainsi qu'au moins un statoréacteur associé à chaque turboréacteur, une entrée d'air commune à chaque turbo- réacteur et au(x) statoréacteur(s) associé(s), un ou plusieurs clapets destinés à fermer c8té entrée chaque turboréacteur, et des tuyères d'éjection séparées pour chaque propulseur, caractérisé en ce qu'il est prévu l1 1 dans la zone d'ouverture des tuyères d'éjection (6, 7), au moins un volet de tuyère (19) qui --ut pivoter autour d'un axe (Y) pour l'essentiel horizontal et dont la première surface active (26) est associée à un turbo- réacteur (2) tandis que la deuxième surface active (25) est associée à un ou plusieurs statoréacteurs (3). 3. Agencement de propulseurs selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'au moins un canal de liaison (9) pouvant être fermé (volets 17, 18) et s'étendant à partir de l'entrée d'air (5) jusqu'au canal (8) déviant la couche limite du fuselage, est prévu pour dévier la couche limite de l'entrée lorsque le ou les turbo- réacteurs fonctionnent. 4. Agencement de propulseurs selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'au moins un dispositif de tourbillonnement, se présentant sous la forme de barrières ou d'un dénivellement, par exemple, est placé dans le statoréacteur (3), en amont de la chambre de combustion (dispositif d'injection 10), pour le fonctionnement du statoréacteur afin de mélanger la couche limite guidée dans l'entrée avec le flux d'entrée non perturbé.