FR 2644875 A1 19900928 FR 9003636 A 19900321 La présente invention concerne les chambres de combus- tion de statoréacteurs à combustion supersonique en général pour des véhicules à vol supersonique et, plus particulière- ment, une chambre de combustion pour de tels statoréacteurs ayant un meileur rendement, ainsi qu'un procédé pour son fonctionnement permettant d'en optimiser les performances. Bien que la théorie des statoréacteurs à combustion supersonique soit connue depuis de nombreuses années, et qu'on ait testé en laboratoire des chambres de combustion supersonique, on pense qu'un statoréacteur à combustion supersonique n'a jamais été en mesure de voler. Les progrès récents en matière de technologie, par exemple en matière de matériaux résistant aux hautes températures, permettent l'emploi des statoréacteurs à combustion supersonique dans la nouvelle génération d'avions à haute vitesse. Un tel avion devra voler aux vitesses hypersoniques (c'est-à-dire à des vitesses ayant un nombre de Mach supérieur à environ 5,5). On a proposé des véhicules au vol hypersonique qui incorporent des moteurs de statoréacteurs à combustion supersonique pour obtenir des nombres de Mach élevés. Dès qu'un tel véhicule aura atteint une vitesse suffisante grâce à quelqu'autre moyen de propulsion (qui peut comporter un moteur de turboréacteur), un moteur pour statoréacteur à combustion supersonique prendra le relais pour propulser l'avion à des nombres de Mach de valeur élevée (généralement entre Mach 6 -2- et Mach 20). On ne peut atteindre des valeurs aussi élevées pour le nombre de Mach avec quelqu'autre type connu de moteur atmosphérique. Un moteur typique pour statoréacteur à combustion supersonique comprend un dispositif de combustion comportant une chambre, dans laquelle est brûlé un mélange air-carburant se déplaçant à une vitesse supersonique, et présentant au moins un injecteur de carburant qui dirige le carburant se déplaçant à une vitesse supersonique (par exemple de l'hydro- gène pressurisé) pour l'introduire dans la chambre. Le moteur comporte aussi une entrée d'air qui délivre à la chambre de combustion de l'air comprimé se déplaçant à une vitesse supersonique, et une tuyère d'échappement, laquelle canalise les gaz de combustion sortant de la chambre pour produire la poussée du moteur. Les injecteurs de carburant constituent les parties du dispositif de combustion auxquelles du carburant est fourni par un système de carburant pouvant comporter des réservoirs, des pompes et des conduites. Un composant important du moteur de statoréacteur à combustion supersonique est son dispositif de combustion. Le dispositif de combustion de base pour un tel moteur comporte une conduite rectangulaire s'étendant longitudinalement qui en définit la chambre. Les injecteurs de carburant injectent du carburant dans la chambre par l'intermédiaire d'ouvertures ménagées dans les deux grandes parois opposées de la conduite. L'air au déplacement longitudinal, provenant de l'entrée du moteur, et le carburant injecté généralement dans le sens longitudinal ou dans le sens transversal, provenant des injecteurs de carburant, se mélangent dans la chambre du dispositif de combustion. Dans le cas de l'hydrogène utilisé comme carburant, le mélange air-carburant se trouvant dans la chambre aura une pression et une température suffisamment élevées pour provoquer l'auto-allumage. Le rendement de la combustion dans la chambre dépend en partie de la qualité du mélange de l'air et du carburant. c -3 Pour faciliter le mélange, une chambre de combustion de statoréacteur qu'on décrit dans la littérature comporte une injection de carburant inclinée, ce qui signifie que le carburant injecté n'est ni parallèle ni perpendiculaire à l'air se déplaçant dans le sens longitudinal. Une autre solution décrite dans la littérature pour faciliter un meilleur mélange du carburant et de l'air et obtenir une plus grande stabilité de la combustion comporte un gradin, dirigé vers l'arrière, dans l'une des grandes parois avec (ou sans) addition de l'injection inclinée du carburant au droit du gradin. Une chambre de combustion supplémentaire pour stato- réacteur, qu'on décrit dans la littérature sans élaboration, comporte un gradin, dirigé vers l'arrière, dans chaque grande paroi, les gradins étant espacés les uns des autres dans le sens longitudinal. Le rendement de la combustion dans la chambre dépend aussi en partie du degré de compression de l'air dans le mélange de carburant et d'air (augmentation de la pression statique). Plus l'air peut être comprimé (dans les limites de température auxquelles l'air se dissocie) avant que le mélange de carburant et d'air soit brûlé, plus le moteur du statoréacteur sera efficace et puissant. On obtient la compression de l'air qu'on décrit dans la littérature avec une partie d'entrée du moteur ressemblant à un entonnoir, de forme rectangulaire, qui va de cette entrée, o l'ouverture est la plus grande, jusqu'au col de l'entrée du moteur, là o l'ouverture de l'entrée du moteur est la plus petite. L'entrée d'un moteur de statoréacteur peut avoir une géomé- trie fixe ou une géométrie variable. Une géométrie variable signifie que la zone du col du moteur peut être modifiée et il existe une surface optimale du col pour un ensemble donné de conditions de vol, comme cela est connu du technicien. Un statoréacteur avec une entrée du moteur à géométrie variable peut fonctionner, et fonctionne de façon plus efficace, dans une plage plus grande des conditions de vol qu'un statoréac- -4- teur ayant une entrée de moteur à géométrie fixe. Cependant, si la surface du col de l'entrée est trrp petite, il y aura une instabilité de la couche limite de l'air ou étranglement (réduisant le débit d'air à la vitesse sonique), provoquant l'absence de démarrage. Cela veut dire que si l'entrée comprime trop l'air (à cause d'une surface trop petite du col) aux nombres de Mach de faible valeur, le moteur du statoréacteur ne peut démarrer. Bien qu'on ait proposé des réalisations des chambres de combustion pour statoréacteurs qui permettent d'augmenter le rendement de la chambre de combustion, on n'en connait aucune qui optimise ce rendement en rendant optimum les paramètres de séparation des gradins, l'angle d'injection du carburant, et la séparation des parois pour les conditions nominales de vol fen crcisière). De plus, on ne connait aucune chambre de combustion pour statoréacteur qui s'adapte d'elle-même à de tels paramètres. Cela veut dire qu'on n'en connait pas qui présentent une géométrie variable pour de tels paramètres, permettant de modifier leur configuration pendant un vol supersonique afin de maintenir le rendement optimisé de la chambre pendant les changements des conditions du vol. Les changements des conditions du vol comprennent, par exemple, les changements du nombre de Mach à l'admission de la chambre de combustion pendant la phase du vol on il y a passage de la phase accélération au vol de croisière. La présente invention a pour objet une chambre de combustion pour statoréacteur à combustion supersonique ayant une meilleure efficacité de la combustion pour les conditions nominales du vol. La présente invention a pour autre objet une chambre de combustion à géométrie variable pour statoréacteur à combustion supersonique qui puisse changer de configuration pendant le vol supersonique de manière à maintenir la meilleure efficacité de la combustion pour des cor.ditions du vol s'écartant des conditions nominales. - 5 - La présente invention a encore pour objet un procédé pour faire fonctionner une telle chambre de combustion à géométrie variable pour statoréacteur à combustion supersoni- que afin d'optimiser le rendement de la combustion dans la plage des conditions de vol. La présente invention qu'on décrit ici propose une chambre de combustion pour statoréacteur à combustion super- sonique ayant des première et seconde parois espacées, généralement opposées, et s'étendant généralement dans le sens longitudinal, chacune des parois ayant un gradin dirigé vers l'arrière, avec le gradin de la seconde paroi distant longitudinalement et à l'arrière du gradin dirigé vers l'arrière de la première paroi. Dans la chambre de combustion de la présente invention, optimisée pour le paramètre de séparation des gradins, la distance longitudinale entre les gradins en regard de l'arrière est généralement comprise entre une valeur minimum et une valeur maximum. A la valeur minimum, le choc dû au gradin de la première paroi, pour le nombre de Mach nominal à l'entrée de la chambre de combustion et le rapport nominal entre carburant et air, heurtera la seconde paroi à proximité et longitudinalement en avant du gradin de la seconde paroi dirigé vers l'arrière. A la valeur maximum, le choc dû au gradin de la première paroi, pour le nombre de Mach nominal à l'entrée de la chambre de combustion et le rapport nominal entre carburant et air, sera réfléchi par la seconde paroi et ensuite par la ligne de séparation provenant du gradin avant dans le sens longitudinal, comme un éventail en expansion dont l'onde initiale d'expansion frappe la seconde paroi à proximité et en avant dans le sens longitudinal du gradin, en regard de l'arrière, de la seconde paroi. La ligne de séparation est une ligne ou une zone qui sépare l'écoulement d'air supersonique d'un écoulement d'air à très faible vitesse. Dans un autre mode de réalisation, la chambre de combustion pour statoréacteur de la présente invention -6- comporte une géométrie-variable pour faire varier le paramè- tre de séparation entre gradins qui comprend un mécanisme permettant de modifier la distance longitudinale entre les gradins en regard de l'arrière lors d'un vol supersonique. On propose également un procédé pour faire fonctionner la chambre de combustion de la présente invention dans un statoréacteur à combustion supersonique, en liaison avec le paramètre de séparation entre gradins, qui comprend les étapes consistant à détecter un changement dans l'une quelconque des conditions d'entrée du nombre de Mach à l'admission et du rapport entre carburant et air, et à faire varier la distance longitudinale entre les gradins en regard de l'arrière de manière à la maintenir généralement entre les valeurs minimum et maximum mentionnées ci-dessus. Dans encore un autre mode de réalisation de l'inven- tion, la chambre de combustion pour statoréacteur comporte deux parois espacées, généralement en opposition, et s'éten- dant généralement dans le sens longitudinal, avec au moins l'une des parois ayant un gradin dirigé vers l'arrière, la chambre de combustion comportant aussi un injecteur de carburant situé à proximité du gradin, o la chambre de combustion de la présente invention, optimisée pour l'angle d'injection du carburant, présente l'angle que l'injecteur fait avec l'axe longitudinal, au nombre de Mach nominal à l'entrée de la chambre et au rapport nominal entre carburant et air, généralement égal à l'angle fait par la ligne de séparation avec l'axe longitudinal. De plus, l'injecteur de carburant placé à proximité du gradin comporte un mécanisme pour faire varier l'angle que fait l'injecteur avec l'axe longitudinal de la chambre de combustion lors d'un vol supersonique. Un procédé de la présente invention, en liaison avec l'angle d'injection du carburant, comprend les étapes consistant à détecter un changement dans l'une des conditions d'entrée du nombre de Mach à l'admission et du rapport entre carburant et air et à faire varier l'angle d'injection du - 7- carburant de façon que l'angle que l'injecteur fait avec l'axe longitudinal soit maintenu à une valeur généralement égale à celle de l'angle entre la ligne de séparation et l'axe longitudinal. Dans un autre mode de réalisation de la présente invention, la chambre de combustion du statoréacteur comporte un logement ayant deux parois espacées, généralement en opposition, et s'étendant généralement dans le sens longitu- dinal. Au moins l'une des parois comporte un gradin dirigé vers l'arrière, une partie avant s'étendant généralement dans le sens longitudinal, une partie de transition, et une portion arrière s'étendant généralement dans le sens longitu- dinal. L'extrémité antérieure de la partie avant est fixée à l'extrémité transversalement extérieure du gradin, la portion terminale transversalement extérieure de la partie de transi- tion est fixée à l'extrémité postérieure de la partie avant et l'extrémité antérieure de la partie arrière est fixée à la portion terminale transversalement intérieure de la partie de transition. Un autre procédé encore pour faire fonctionner la chambre de combustion de la présente invention, en liaison avec la distance de séparation des parois, comprend les étapes consistant à faire des mesures du nombre de Mach à l'admission, du rapport entre air et carburant, et de la valeur de la pression d'admission lors d'un vol supersonique, et à faire varier la distance transversale entre la partie arrière de la paroi du logement de la chambre et l'axe longitudinal du logement lors d'un vol supersonique en fonction des mesures de manière à maintenir en général une distribution axiale prédéterminée de la pression statique et de la température dans la chambre de combustion. La présente invention permet d'obtenir plusieurs bénéfices et avantages. L'optimisation de la distance de séparation longitudinale entre gradins permettra d'optimiser la compression par choc (chocs se formant au droit des -8- gradins) pour une meilleure combustion. Une distance trop courte ne permettra pas un choc réfléchi (avec sa compression aérothermique supplémentaire au-delà de la limite de compres- sion de l'air à l'entrée du moteur) de se former à partir du choc au droit du gradin longitudinalement vers l'avant, alors qu'une distance trop grande n'ajoutera rien à la compression de l'air, mais augmentera la longueur longitudinale de la chambre de combustion et donc le poids et la traînée par frottement. L'optimisation de l'angle d'injection du carbu- rant facilitera un meilleur mélange de l'air et du carburant, permettant une combustion plus efficace dans une chambre de combustion de plus petite longueur. La diminution de la distance transversale entre la partie arrière des parois du logement de la chambre de combustion augmentera la valeur de la pression et réduira' la distance requise pour le mélange entre l'air et le carburant, ce qui permettra d'améliorer le rendement de la combustion. La suite de la description se réfère aux figures annexées qui représentent respectivement: figure 1, une vue schématique en coupe d'une chambre de combustion pour statoréacteur à combustion supersonique, comprenant un dispositif pour faire varier la séparation entre gradins, l'angle d'injection du carburant, et la séparation des parois; figure 2, une vue schématique en coupe de l'écoulement d'air à l'intérieur du logement de la chambre de combustion (figure 1) lors d'un vol supersonique, figure 3, l'écoulement d'air autour du gradin situé longitudinalement à l'avant (figure 1) pour la séparation minimum des gradins; et figure 4, l'écoulement d'air autour du gradin situé longitudinalement à l'avant (figure 1) pour la séparation maximum des gradins. En figure 1, un dispositif de combustion 10 pour statoréacteur à combustion supersonique, représenté en sec- -9- tion transversale, comprend un logement 12 pour conduite rectangulaire formant une chambre de combustion 14 et ayant un orifice avant 16 d'entrée d'air qui communique avec l'entrée du moteur (non représentée) et un orifice arrière 18 de sortie d'air qui communique avec la tuyère d'échappement du moteur (également non représentée). L'axe longitudinal 20 du dispositif de combustion est défini par une ligne reliant le centre de chaque orifice ("centre de masse" de l'orifice). Le logement 12 comprend deux parois larges, 22 et 24, espacées l'une de l'autre, généralement en opposition, et s'étendant généralement dans le sens longitudinal, dont les bords longitudinaux sont reliés ensemble par deux parois étroites afin de former une chambre de combustion ayant la forme d'une conduite généralement rectangulaire (seule l'une, 26, des deux parois étroites est représentée en figure 1). Chacune des parois larges 22 et 24 comporte un gradin, dirigé vers l'arrière, 28 et 30, avec une extrémité 32 et 34 dirigée transversalement vers l'extérieur, bien que certaines appli- cations du dispositif de combustion puissent ne nécessiter qu'un seul gradin. Chaque paroi 22, 24 comprend également: une partie avant 36 et 38 s'étendant généralement dans le sens longitudinal, ayant une extrémité antérieure fixée à l'extrémité 32, 34 transversalement extérieure du gradin, une partie de transition 40, 42 ayant des portions terminales 44 et 46 transversalement extérieures, fixées à l'extrémité postérieure 36 et 38 de la partie avant, et une partie arrière 48 et 50 s'étendant généralement dans le sens longitudinal et ayant une extrémité antérieure fixée aux portions terminales 52, 54 transversalement vers l'intérieur de la partie de transition (de telles portions terminales s'étendant dans la direction de l'axe longitudinal 20). Les gradins 28 et 30 sont séparés d'une distance longitudinale , et les gradins et les parties de transition ne sont pas limités à une forme plane. La partie arrière 48, 50 est disposée à une distance transversale 152 de l'axe longitudi- nal 20, avec la distance entre la portion terminale 52, 54 et - 10 - l'axe longitudinal 20 au moins égale à la distance entre l'extrémité 56, 58 et l'axe longitudinal 20. On choisit la distance transversale pour chaque partie arrière de façon que le nombre de Mach nominal à l'admission (conditions de vol en croisière), le rapport nominal entre carburant et air, et La valeur nominale de la pression d'entrée permettent d'obtenir une distribution axiale prédéterminée de la pression statique et de la température à l'intérieur du dispositif de combus- tion 10, comme peut le faire le technicien de manière analytique en utilisant les relations et équations concernant les écoulements supersoniques et ou de façon empirique grace à une soufflerie aérodynamique et/ou autres essais en laboratoire. On réduit la distance de mélange requise en faisant en sorte que les parties arrière 48 et 50 des grandes parois 22 et 24 soient plus rapprochées. en prévoit des moyens pour ajuster la distance transversale de la partie arrière 48 et 50 des grandes p-rois par rapport à l'axe longitudinal 20 lors d'un vol supersoni- que. De préférence, de tels moyens comprennent des attache- ments terminaux articulés 60 pour la partie de transition 40 et 42 ainsi qu'une paire de vérins motorisés 62 pour déplacer transversalement la partie arrière 48, 50. Les vérins 62, espacés longitudinalement l'un de l'autre, ont leur cylindre 64 maintenu par des accessoires articulés 66 fixés à une structure 68 de support du véhicule en vol et leur piston 70 maintenu par des accessoires articulés 72 fixés à la partie arrière 48, 50. D'autres moyens comprennent des vérins fixés chacun aux deux parties arrière à l'extérieur du logement, ainsi que d'autres dispositifs de mise en place, comme cela est connu du technicien. On remarquera qu'on pourrait utiliser un agencement à joint coulissant pour permettre le mouvement transversal des grandes parois 22, 24 par rapport aux parois étroites (par exemple 26). De tels moyens peuvent être commandés par un ordina- teur de bord 74 qui produit un signal de sortie 76 dans le but de faire varier la distance transversale de la partie - 11 - arrière 48, 50 par rapport à l'axe longitudinal 20 lors d'un vol supersonique. Les entrées 78 à l'ordinateur 74 compren- dront des mesures en provenance d'un réseau de capteurs 80 de manière à fournir le nombre de Mach à l'admission (défini comme étant le nombre de Mach de l'air à l'orifice 16 d'entrée d'air du dispositif de combustion), le rapport entre air et carburant (défini comme le rapport du poids du carburant injecté dans la chambre de combustion 14 par unité de temps et du poids de l'air entrant dans l'orifice 16 d'admission d'air par unité de temps), et la valeur de la pression d'entrée (définie par la pression statique de l'air à l'orifice 16 d'entrée d'air). L'ordinateur 74 sera program- mé, en fonction des mesures, pour maintenir en général une distribution axiale prédéterminée de la pression statique et de la température dans le dispositif de combustion 10, comme cela peut être fait par le technicien. Une telle programma- tion comprendra les relations et équations sur les écoule- ments supersoniques, mentionnées précédemment, et/ou des données empiriques (qui peuvent être incluses dans une table à consulter de l'ordinateur) en provenance de la soufflerie aérodynamique et/ou d'essais en laboratoire. Un autre procédé de commande consisterait à ajuster, à un certain point longitudinal, la distance transversale de la partie arrière vers l'axe longitudinal jusqu'à ce que la combustion se produise le long de l'axe longitudinal (d'o l'obtention de la pression statique et de la température désirées) comme cela pourrait être mesuré directement avec un spectromètre optique à laser réglé pour détecter la présence d'eau comme sous-produit de la combustion, détectant ainsi le fait que la combustion a eu lieu sur cet axe. Le dispositif de combustion 10 comporte également un injecteur de carburant 82, 84 disposé à proximité de chaque gradin 28, 30 à un angle aigu positif 154 (appelé angle de l'injecteur de carburant) par rapport à l'axe longitudinal 20 (des injecteurs de carburant supplémentaires 86 et 88 peuvent - 12 - être disposés sur la partie avant 36, 38 perpendiculairement à l'axe longitudinal 20). Pendant un vol supersonique, une ligne de séparation 90, 92 est produite par le gradin 28, 30, ligne qui varie en conformité avec le nombre de Mach à l'admission et le rapport entre air et carburant, comme cela est connu du technicien. Sur le côté, dirigé transversalement vers l'extérieur, de la ligne de séparation 90, 92, l'air est relativement stagnant avec une zone de mise en circulation 94, 96 à proximité du gradin 28, 30. Sur le côté, dirigé transversalement vers l'intérieur, de la ligne de séparation , 92, l'air se déplace de façon supersonique avec une zone de cisaillement 98, 100 (représentée par des hachures en figure 2) à proximité de la ligne de séparation elle-même 90, 92. On règle l'angle de l'injecteur de carburant de façon qu'il soit généralement égal à l'angle que fait la ligne de séparation avec l'axe longitudinal pour les valeurs nominales du nombre de Mach à l'admission et du rapport entre air et carburant (conditions du vol de croisière), comme le techni- cien peut le déterminer analytiquement en utilisant les relations et équations concernant les écoulements supersoni- ques et/ou empiriquement avec une soufflerie aérodynamique et/ou des essais en laboratoire. En injectant le carburant 102, 104 dans la zone de cisaillement 98, 100 le long de la ligne de séparation 90, 92, on obtient un meilleur mélange de l'air et du carburant. Le dispositif de combustion 10 du statoréacteur comporte en outre un moyen pour faire varier l'angle de l'injecteur du carburant pendant le vol supersonique. De préférence, un tel moyen comprend l'ajutage de sortie 106, 108 de l'injecteur de carburant disposée en rotation dans le gradin 28, 30 ainsi qu'un vérin 110 ayant son cylindre 112 fixé à une structure 114 de support du véhicule en vol et sa partie à piston 116 fixée en rotation à la base 118, 120 de l'injecteur de carburant par l'intermédiaire d'une biellette de liaison 122 ayant des accessoires d'extrémité articulés 124. Dans une variante, la base de l'injecteur de carburant comprendrait un axe disposé dans une piste incurvée avec un vérin pour provoquer le déplacement de l'axe, ainsi qu'un - 13 - autre dispositif de positionnement d'angle, comme cela est connu du technicien. Un tel moyen peut être commandé par l'ordinateur de bord 74 qui produit un signal de sortie 126 pour faire varier l'angle de l'injecteur de carburant pendant le vol supersoni- que en fonction de la ligne de séparation 90, 92 des gradins formée lors du vol supersonique pour les conditions d'entrée du nombre de Mach et du rapport entre air et carburant à l'admission. Les entrées 78 à l'ordinateur 74 comprendront de tels conditions mesurées d'entrée en provenance du réseau de capteurs 80. L'ordinateur 74 sera programmé, en fonction des mesures, de manière à faire varier l'angle d'injection du carburant pendant le vol supersonique, lorsqu'il y a détec- tion d'un changement de l'une quelconque des conditions d'entrée, de façon que l'angle de l'injecteur de carburant soit maintenu à une valeur généralement égale à l'angle entre la ligne de séparation 90, 92 et l'axe longitudinal 20. Une telle programmation comprendra les relations et équations concernant les écoulements supersoniques,déjà mentionnées, et/ou les données empiriques (qui peuvent être incorporées dans une table à consulter d'un ordinateur) provenant d'une soufflerie aérodynamique et/ou d'essais en laboratoire. Un autre procédé de commande consisterait à mesurer directement l'angle de la ligne de séparation de façon optique à partir d'un ombrogramme, créé en utilisant une source lumineuse de haute intensité, et à ajuster ensuite l'angle de l'injecteur de carburant pour qu'il soit égal à la valeur mesurée. Comme on peut le voir en figure 2, lors du vol supersonique, chaque gradin 28, 30 produit un choc 128, 130, ainsi qu'une ligne de séparation 90, 92, et le choc et la ligne de séparation sont fonction du nombre de Mach à l'admission ainsi que du rapport entre air et carburant, comme cela est connu du technicien. Avec l'écoulement d'air supersonique 132, en l'absence de carburant, confiné par les lignes de séparation 90 et 92, la combustion étant essentiel- - 14 - lement limitée à la zone de cisaillement 98, 100 à proximité de la ligne de séparation 90, 92, et avec les parties arrière 48, 50 des grandes parois 22, 24 plus près rapprochant les lignes de séparation 90, 92, on voit que l'écoulement d'air est comprimé et que la combustion se produit transversalement sur la totalité du courant -d'air. Ce résultat souhaitable permet d'obtenir une combustion plus efficace et une longueur plus courte pour le dispositif de combustion, ces améliora- tions ne pouvant être atteintes dans la technique antérieure. Pour optimiser la compression par choc, on choisit la distance longitudinale entre les deux gradins 28 et 30 pour qu'elle soit comprise entre une valeur minimum et une valeur maximum. A la valeur minimum, pour le nombre de Mach à l'admission et le rapport entre air et carburant nominaux, le choc 128 du gradin 28 de la première paroi 22 frappera la seconde paroi 24 à proximité et longitudinalement en avant du gradin arrière 30 comme on le voit en figure 3. A la valeur maximum, pour le nombre de Mach à l'admission et le rapport entre air et carburant nominaux, le choc 128 du gradin 28 se réfléchira sur la seconde paroi 24, puis sur la ligne de séparation 90 comme un éventail en expansion dontl'onde initiale 134 heurtera la seconde paroi 24 à proximité et longitudinalement en avant du gradin arrière 30 comme cela est représenté en figure 4. Les valeurs minimum et maximum nominales pour le nombre de Mach à l'admission et le rapport entre air et carburant peuvent être déterminées par le technicien de manière analytique en utilisant les relations et équations relatives aux écoulements supersoniques et/ou de façon empirique par l'intermédiaire d'une soufflerie aérody- namique et ou d'essais en laboratoire. De préférence, on choisit la distance longitudinale pour qu'elle soit générale- ment égale à la valeur minimum. Alors que l'écoulement d'air croise une onde de choc, il se trouve comprimé car son nombre de Mach diminue et sa pression statique augmente. Le dispositif de combustion 10 comporte en outre un moyen pour faire varier la distance longitudinale 150 entre - 15 - les gradins 28 et 30 lors du vol supersonique. De préférence, cela est obtenu en munissant la paroi 24 du gradin arrière 30 d'une section longitudinale de chevauchement présentant une partie intérieure 136 s'étendant longitudinalement à l'avant dans la direction de l'orifice d'entrée d'air 16 et une partie extérieure 138 s'étendant longitudinalement vers l'arrière dans la direction du gradin postérieur 30. Un tel moyen comprend aussi un vérin 140 destiné à la partie avant 38 de la paroi 24. Le vérin 140, disposé longitudinalement, a son cylindre 142 fixé à une structure 144 de support du véhicule en vol et son piston 146 assujetti à la partie avant 38. Un autre moyen comprendra un agencement à pignon et crémaillère pour la partie avant, ainsi qu'un autre disposi- tif de mise en place, comme cela est connu du technicien. De tels moyens peuvent être commandés par l'ordinateur de bord 74 qui produit un signal de sortie 148 dans le but de faire varier la distance longitudinale entre les gradins 28 et 30 lors du vol supersonique en fonction des conditions d'entrée, du nombre de Mach et du rapport entre air et carburant. Les entrées 78 à l'ordinateur 74 comprendront de telles conditions d'entrée mesurées en provenance du réseau de capteurs 80. L'ordinateur 74 sera programmé, en fonction des mesures, de manière à faire varier la distance longitudi- nale entre les gradins 28 et 30 pendant le vol supersonique, lorsqu'il y a détection d'un changement de l'une quelconque des conditions d'entrée, de façon que la distance de séparation soit comprise généralement entre les valeurs minimum et maximum mentionnées précédemment (et de préférence pour qu'elle soit égale à la valeur minimum). Une telle programmation comprendra les relations et équations relatives aux écoulements supersoniques qu'on a déjà mentionnées et/ou des données empiriques (qui peuvent être incorporées dans une table à consulter de l'ordinateur) en provenance d'une soufflerie aérodynamique et/ou obtenues dans des essais en laboratoire. Un autre procédé de commande consisterait à mesurer directement de façon optique le point o le choc du - 16 - gradin avant frappe la seconde des - grandes parois avec un ombrogramme, créé en utilisant une source lumineuse de haute intensité, et à ajuster alors la séparation des gradins de façon que le choc se produise à un point tombant entre ceux qui correspondent aux valeurs minimum et maximum de la séparation des gradins. On remarquera que la présente invention fournit un dispositif de combustion plus efficace pour statoréacteur à combustion supersonique, dispositif utilisant une distance variable pour la séparation entre des gradins pour une compression (par choc du type sériel), un angle d'injection variable du carburant pour un meilleur mélange entre air et carburant, et une séparation variable des parois dans le sens transversal afin de réduire la longueur du mélange entre air et carburant. On a présenté la description précédente d'un mode de réalisation préféré de l'invention à des fins d'illustration. Celle-ci n'a pas l'intention d'être exhaustive ni limitative dans la forme précise divulguée, par exemple, s'agissant du nombre particulier de gradins ou d'une forme particulière pour un gradin ou une partie de transition). - 17 - REVENDICATIONS 1. Dispositif de combustion (10) pour statoréacteur à combustion supersonique, ayant des valeurs nominales pour le nombre de Mach d'admission et le rapport entre air et carburant, le dispositif présentant un axe longitudinal (20) et deux parois espacées (22, 24), généralement opposées, et s'étendant généralement dans le sens longitudinal, avec chacune des parois comportant un gradin (28; 30) dirigé vers l'arrière, les gradins étant séparés d'une certaine distance longitudinale (150), le gradin (28) se trouvant longitudina- lement en avant de la première paroi correspondante produi- sant un choc (128) et une ligne de séparation (90) pendant un vol supersonique aux valeurs nominales du nombre de Mach à l'admission et du rapport entre air et carburant, caractérisé en ce que la distance longitudinale est généralement comprise entre une valeur minimum et une valeur maximum, la valeur minimun étant choisie de façon que le choc frappe la seconde des parois à un endroit proche et longitudinalement en avant du gradin longitudinalement en arrière, et la valeur maximum est choisie de façon que le choc soit réfléchi par la seconde des parois et le soit ensuite par la ligne de séparation comme un éventail en expansion présentant une onde initiale en expansion qui frappera la seconde paroi à un endroit proche et longitudinalement en avant du gradin situé longitu- dinalement en arrière. 2. Dispositif de combustion selon la revendication 1, caractérisé en ce que la distance longitudinale (150) est généralement égale à la valeur minimum. 3. Dispositif de combustion (10) pour statoréacteur à combustion supersonique comportant un axe longitudinal (20) et deux parois espacées (22, 24), généralement en opposi- tion, et s'étendant dans le sens général longitudinal, avec chacune des parois comportant un gradin (28; 30) dirigé vers l'arrière, les gradins étant séparés d'une certaine distance longitudinale (150), caractérisé en ce qu'il comprend des - 18 - moyens (136, 138, 140) pour faire varier la distance longitudinale pendant le vol supersonique. 4. Procédé pour faire fonctionner un dispositif de combustion (10) d'un statoréacteur à combustion supersonique ayant un axe longitudinal (20) et deux parois espacées (22, 24), généralement en opposition, et s'étendant généralement dans le sens longitudinal, avec chacune des parois comportant un gradin (28; 30) dirigé vers l'arrière, les gradins étant séparés d'une certaine distance longitudinale (150), le gradin (28) situé longitudinalement en avant de la première paroi produisant un choc (128) et une ligne de séparation (90) lors d'un vol supersonique, le choc et la ligne de séparation étant fonction des conditions d'entrée du nombre de Mach à l'admission et du rapport entre air et carburant, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à A a; détecter (80) un changement dans l'une quelconque des conditions d'entrée pendant le vol supersonique, et b) faire varier (136, 138, 140) la distance longitudi- nale pendant le vol supersonique lors de la détection de ce changement de façon que cette distance soit maintenue en général entre une valeur minimum et une valeur maximum, la valeur minimum étant choisie de façon que le choc frappe la seconde paroi à un endroit proche et longitudinalement en avant du gradin situé longitudinalement en arrière, et la valeur maximum étant choisie de façon que le choc soit réfléchi par la seconde paroi, et ensuite par la ligne de séparation comme un éventail en expansion ayant une onde initiale en expansion qui frappera la seconde des parois à un endroit proche et longitudinalement en avant du gradin situé longitudinalement en arrière. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'étape consistant à faire varier la distance longitudi- nale est telle que le choc frappera la seconde des parois à un endroit proche et longitudinalement en avant du gradin (30) situé longitudinalement en arrière. - 19 - 6. Dispositif de combustion (10) pour statoréacteur à combustion supersonique ayant des valeurs nominales pour le nombre de Mach à l'admission et le rapport entre air et carburant, ce dispositif présentant aussi un axe longitudinal (20) et deux parois espacées (22, 24) , généralement opposées, et s'étendant généralement dans le sens longitudinal, avec au moins l'une des parois comportant un gradin (28; 30) dirigé vers l'arrière, le dispositif ayant en outre un injecteur de carburant (82; 84) disposé à proximité du gradin suivant un angle aigu positif (154) par rapport à l'axe longitudinal, le gradin produisant une ligne de séparation (90; 92) pendant le vol supersonique aux valeurs nominales du nombre de Mach à l'admission et du rapport entre air et carburant, caractérisé en ce que l'angle de l'injecteur du carburant est générale- ment égal à l'angle que fait la ligne de séparation avec l'axe longitudinal. 7. Dispositif de combustion selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'au moins l'une des parois constitue chacune des parois. 8. Dispositif de combustion (10) pour statoréacteur à combustion supersonique ayant un axe longitudinal (20) et deux parois espacées (22, 24). généralement opposées, et s'étendant généralement dans le sens longitudinal, avec au moins l'une des parois comportant un gradin (28; 30) dirigé vers l'arrière, le dispositif ayant aussi un injecteur de carburant (82; 84) disposé à proximité du gradin suivant un angle aigu positif (154) par rapport à l'axe longitudinal, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens (106, 108, 110) pour faire varier l'angle de l'injecteur de carburant pendant le vol supersonique. 9. Procédé pour faire fonctionner un dispositif de combustion (10) de statoréacteur à combustion supersonique ayant un axe longitudinal (20) et deux parois espacées (22, 24) généralement opposées, et s'étendant généralement dans le sens longitudinal, avec au moins l'une des parois comportant - 20 - un gradin (28; 30) dirigé vers l'arrière, le dispositif comprenant aussi un injecteur de carburant (82; 84) disposé à proximité du gradin suivant un angle aigu positif (152) par rapport à l'axe longitudinal,.le gradin provoquant la formation d'un choc (128; 130) et d'une ligne de séparation (90; 92) pendant le vol supersonique, le choc et la ligne de séparation étant fonction des conditions d'entrée du nombre de Mach à l'admission et du rapport entre air et carburant, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à: a) détecter un changement dans l'une quelconque des conditions d'entrée pendant le vol supersonique; et b) faire varier l'angle de l'injecteur de carburant pendant le vol supersonique lorsqu'il y a détection d'un tel changement de façon que l'angle de l'injecteur de carburant soit maintenu généralement à une valeur égale à l'angle fait par la ligne de separation avec l'axe longitudinal. 70. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que ladite paroi constitue chacune des parois et l'étape consistant à faire varier l'angle de l'injecteur de carburant fait varier l'angle de chaque injecteur. 11. Dispositif de combustion (10) pour soatoréacteur à combustion supersonique, comprenant a; un logement (12} pour le dispositif, ayant un orifice antérieur (161 d'admission d'air et un orifice postérieur (18) de sortie d'air, chacun avec un point central définissant un axe longitudinal (20), le logement comprenant aussi deux parois espacées (22, 24), généralement opposées, et s'étendant généralement dans le sens longitudinal, carac- térisé en ce qu'au moins l'une des parois comporte: i) un gradin (28; 30) dirigé vers l'arrière avec une extrémité se dirigeant transversalement vers l'extérieur (32; 34); ii) une partie avant (36; 38) s'étendant généralement dans le sens longitudinal, ayant une extrémité antérieure fixée à l'extrémité se dirigeant transversalement vers - 21 - l'extérieur du gradin, et présentant une extrémité posté- rieure; iii) une partie de transition (40; 42) ayant une portion terminale (44; 46) dirigée transversalement vers l'extérieur qui est fixée à l'extrémité postérieure de la partie avant et comportant une portion terminale dirigée transversalement vers l'intérieur qui s'étend vers l'axe longitudinal et; (iv) une partie arrière (48; 52) s'étendant générale- ment dans le sens longitudinal, ayant une extrémité anté- rieure fixée à la portion terminale (52; 54) dirigée transversalement vers l'intérieur de la partie de transition. 12. Dispositif de combustion selon la revendication 11, caractérisé en ce que le gradin a une extrémité dirigée transversalement vers l'intérieur, et en ce que la distance entre la portion terminale dirigée transversalement vers l'intérieur de la partie de transition et l'axe longitudinal a une valeur au moins aussi grande que la distance entre l'extrémité dirigée transversalement vers l'intérieur du gradin et l'axe longitudinal. 13. Dispositif de combustion selon la revendication 11, caractérisé en ce qu'au moins l'une des parois constitue les deux parois. 14. Dispositif de combustion selon la revendication 11, caractérisé en ce qu'il comprend en outre des moyens (60, 62) pour régler la distance transversale de la partie arrière de ladite paroi par rapport à l'axe longitudinal pendant le vol supersonique. 15. Procédé pour faire fonctionner un dispositif de combustion (10) d'un statoréacteur à combustion supersonique, le dispositif comprenant un logement (12) ayant un orifice antérieur (16) d'admission d'air et un orifice postérieur (18) de sortie d'air, chacun avec un point central définis- sant ensemble un axe longitudinal (20), le logement ayant aussi deux parois espacées (22, 24), généralement opposées, - 22 - et s'étendant généralement dans le sens longitudinal, o au moins l'une des parois comporte: un gratin (28; 30) dirigé vers l'arrière avec une extrémité se dirigeant transversale- ment vers l'extérieur (32; 34); une partie avant (36; 38) s'étendant généralement dans le sens longitudinal ayant une extrémité antérieure fixée à l'extrémité se dirigeant trans- versalement vers l'extérieur du gradin, et présentant une extrémité postérieure; une partie de transition (40; 42) ayant une portion terminale (44; 46) dirigée transversale- ment vers l'extérieur qui est fixée à l'extrémité postérieure de la partie avant et ayant une portion terminale dirigée transversalement vers l'intérieur qui s'étend vers l'axe longitudinal; et une partie arrière (48; 50) s'étendant généralement dans le sens longitudinal, ayant une extrémité antérieure fixée à la portion terminale (52; 54) dirigée transversalement vers l'intérieur de la partie de transition, la partie arrière étant disposée à une certaine distance transversale de l'axe longitudinal, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à: a) faire des mesures des conditions d'entrée pour le nombre de Mach à l'admission, le rapport entre air et carburant, et de la valeur de la pression à l'admission lors du vol supersonique, et bc faire varier la distance transversale pendant le vol supersonique en fonction des mesures de manière à maintenir cenéralement une distribution axiale prédéterminée de la pression statique et de la température dans le dispositif de combustion. 16. Dispositif de combustion (10) pour un statoréac- teur à combustion supersonique ayant un axe longitudinal (20) et deux parois espacées (22; 24), généralement opposées, et s'étendant généralement dans le sens longitudinal, avec chacune des parois comportant un gradin (28; 30) dirigé vers l'arrière, les gradins étant espacés d'une certaine distance longitudinale (150), le dispositif de combustion comportant - 23 - aussi un injecteur de carburant (80; 82) disposé à proximité du gradin suivant un angle aigu positif (152) par rapport à l'axe longitudinal, caractérisé en ce qu'il comprend: a) des moyens (136, 138, 140) pour faire varier la distance longitudinale pendant le vol supersonique; b) des moyens (106, 108, 110) pour faire varier l'angle de l'injecteur de carburant pendant le vol supersoni- que, et c) des moyens (60, 62) pour faire varier la distance transversale entre les parois pendant le vol supersonique. 17. Procédé pour faire fonctionner un dispositif de combustion (10) d'un statoréacteur à combustion supersonique ayant un axe longitudinal (20) et deux parois espacées (22, 24), généralement opposées, et s'étendant généralement dans le sens longitudinal, avec chacune des parois ayant un gradin (28; 30) dirigé vers l'arrière, les gradins étant séparés d'une certaine distance longitudinale (150), le dispositif de combustion comportant aussi un injecteur de carburant (80; 82) disposé à proximité d'un gradin suivant un angle aigu t positif (152) par rapport à l'axe longitudinal, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à: a) faire varier la distance longitudinale pendant le vol supersonique de manière à maintenir cette distance à une valeur généralement comprise entre une valeur minimum et une valeur maximum, la valeur minimum étant choisie de façon que le choc provoqué par le gradin situé longitudinalement en avant de la première paroi correspondante heurte la seconde des parois à un endroit proche et longitudinalement en avant du gradin situé longitudinalement en arrière, et la valeur %0 maximum étant choisie de façon que le choc se réfléchisse sur la seconde des parois et ensuite sur la ligne de séparation provoquée par le gradin se trouvant longitudinalement à l'avant comme un éventail en expansion ayant une onde en expansion initiale qui frappera la seconde des parois à un %S endroit proche et longitudinalement en avant du gradin situé - 24 - longitudinalement en arrière. b) faire varier l'angle de l'injecteur de carburant pendant le vol supersonique de manière à maintenir cet angle à une valeur Généralement égale à l'angle fait par la ligne de séparation avec l'axe longitudinal, et c) faire varier la distance transversale entre les parois pendant le vol supersonique de manière à maintenir généralement une distribution axiale prédéterminée de la pression statique et de la température dans le dispositif de combustion.