FR 2666064 A1 19920228 FR 9110555 A 19910823 La présente invention concerne de façon générale un dispositif de moteur à turbine à gaz d'avion pour évacuer de l'air de couche limite au niveau des ailes et des nacelles afin de réduire la traînée En particulier, la présente invention concerne un dispo- sitif alimenté électriquement et entraîné par un moteur pour évacuer l'air de couche limite et pour utiliser l'air d'évacuation de couche limite pour des systèmes de contrôle de l'environnement des avions. La traînée aérodynamique des avions pose un problème de consommation de carburant aux concepteurs d'avions La traînée aérodynamique génère une augmenta- tion significative de la consommation de carburant spécifique des avions et l'une des composantes de la traînée aérodynamique est la traînée de couche limite qui est associée aux nacelles du moteur, aux ailes, aux cheminées et à d'autres surfaces qui sont exposées à la vitesse du courant libre qui est d'environ 965 km/h ( 600 miles par heure) à la vitesse de croisière. Lorsque de l'air s'écoule sur et au-dessus d'une surface telle qu'une nacelle de moteur, il constitue progressivement une couche limite à faible vitesse d'une épaisseur croissante Dans cette couche limite, une partie de la composante de vitesse due à la pression totale du courant libre est convertie en une pression statique augmentée Il résulte de l'augmenta- tion de la pression statique, de l'épaisseur de la couche limite et de la diffusion qu'un certain point est atteint pour lequel une contre- pression fait qu'une couche limite laminaire devient turbulente. Dans la région turbulente, une quantité considé- rable de la pression totale est convertie en une température statique représentée thermodynamiquement par un accroissement d'entropie Au moment o la couche limite quitte la surface, ou dans le cas particulier d'un moteur à turbine à gaz d'avion, l'extrémité de la nacelle, une perte non récupérable de la pression totale se produit L'accroissement important de l'en- tropie qui est associé à la turbulence s'effectue aux dépens du moment de l'air La turbulence donne lieu également à une augmentation de la pression statique qui peut accroître l'intensité de la force de pression agissant à l'arrière sur la surface Si l'épaisseur de la couche limite est maintenue faible, la séparation et la turbulence ne se produisent alors pas et la traînée peut être sensiblement réduite. Une manière pour éviter une augmentation de l'épaisseur de la couche limite consiste à pomper ou à évacuer l'air de la couche limite au travers d'orifices ménagés dans la surface Les pompes ou compresseurs de couche limite sont souhaitables d'un point de vue aérodynamique mais ils génèrent des problèmes de con- ception du point de vue du poids et de la complexité du fait des débits d'écoulement d'air relativement impor-25 tants qui sont associés au pompage ou à l'évacuation effective de la couche limite Le concept n'a pas été utilisé pour les avions modernes et les moteurs car jusqu'ici, les bénéfices tirés de la consommation de carburant spécifique ont été plus que contrebalancés30 par les pénalisations induites par l'ajout de poids et de complexité généré par les systèmes proposés Un problème auquel s'attaque la présente invention est qu'un système d'évacuation d'air de couche limite nécessite une quantité importante d'équipements supplé-35 mentaires, particulièrement des compresseurs, pour purger ou évacuer la couche limite Par conséquent, la présente invention propose une solution pour réduire efficacement la traînée aérodynamique en utilisant une évacuation de couche limite avec une augmentation minimale du poids et de la complexité de l'avion. Les avions d'aujourd'hui utilisent des moteurs à turbine à gaz qui, en plus de la propulsion, assurent des fonctions secondaires demandées par les systèmes de l'avion Ces fonctions secondaires incluent l'alimenta- tion électrique, l'alimentation hydraulique et l'évacu- ation de l'air de l'avion L'air d'évacuation est normalement extrait du compresseur du moteur et après pré-refroidissement avec de l'air de la soufflante du moteur dans un échangeur thermique, il est acheminé jusqu'à divers systèmes de l'avion tels que le capot de cheminée, le système anti-glace des ailes ainsi que le système de pressurisation de la cabine et de contrôle de l'environnement qui permet de contrôler la fraîcheur et la température de l'air de la cabine Ces deux systèmes sont généralement appelés respectivement sys- tème anti-glace et système de contrôle de l'environ- nement. En tant que partie du système de canalisation de l'air de l'avion, l'air est également retourné selon un écoulement inverse au moteur o il entraîne un démar- reur de moteur à turbine à air L'air pour le démarrage du moteur peut être obtenu à partir d'une installation au sol, d'une unité d'alimentation auxiliaire placée à bord ou à partir de l'air d'évacuation qui provient d'un autre moteur.30 L'extraction de l'air d'évacuation de l'avion qui provient du compresseur du moteur a des effets défavo- rables sur le cycle de propulsion et sur la durée de vie du moteur De l'air pris dans le compresseur du mo- teur subit une pénalisation de la poussée dynamique35 (perte de moment) La poussée nette du moteur est égale au moment d'échappement du moteur moins la traînée dynamique d'entrée La puissance de la turbine du moteur est nécessaire pour comprimer l'air et doit prendre en compte le manque de rendement du com- presseur Par conséquent, une consommation supplé- mentaire de carburant est toujours associée à l'air d'évacuation (l'air qui ne produit pas de poussée). Ce carburant supplémentaire brûlé dans la chambre de combustion du moteur conduit à une température plus élevée des gaz qui sont acheminés jusqu'à la turbine du moteur ainsi qu'à une réduction de la durée de vie des aubes de la turbine Ces pénalisations doivent être subies afin que la turbine du moteur fournisse une puissance supplémentaire qui est associée à l'air d'évacuation Il n'est pas possible, sans une com- plexité non souhaitable, d'évacuer toujours l'étage de compresseur du moteur qui assure exactement la pression correcte nécessaire pour le système anti-glace de l'avion ainsi que pour le système de contrôle de l'environnement de l'avion également Typiquement, seu- lement deux ports d'évacuation sont prévus Par conséquent, cela conduit à de l'air d'évacuation qui dépasse les nécessités de pression minimale, ce qui aboutit à pénaliser encore davantage le cycle du moteur, plus que ne l'imposent les systèmes de l'avion. La plupart du temps, l'air d'évacuation n'est pas seulement à une pression plus élevée que la pression nécessaire mais il est également trop chaud Pour des raisons de sécurité vis-à-vis du feu, la température maximale de l'air d'évacuation est habituellement limitée entre 232 C et 260 C. Le contrôle de la température implique le refroi- dissement de l'air d'évacuation au moyen d'un dispo- sitif de pré-refroidissement La plupart des moteurs modernes utilisent de l'air de la soufflante pour refroidir l'air d'évacuation du compresseur L'utilisa- tion de l'air de la soufflante impose une pénalisation supplémentaire du point de vue de la consommation de carburant En outre, le dispositif de pré-refroidis- sement est habituellement important et il nécessite un ventilateur aspirant de soufflante qui produit une traînée Un moteur typique à turbo-soufflante impor- tante consommera environ 3 % de carburant supplémentaire et fonctionnera à une température de turbine plus chaude d'environ 100 C afin de fournir l'air d'évacua- tion aux systèmes de l'avion La présente invention traite de ces problèmes, des déficiences caractéris- tiques de l'art antérieur et des dispositifs classiques utilisés pour acheminer l'air d'évacuation des avions. Un autre aspect de la présente invention concerne le démarreur qui est entraîné par l'air du moteur Les démarreurs à air sont classiquement des turbines alimentées par de l'air qui sont montées sur la boîte de vitesses auxiliaire du moteur La turbine de démar- reur tourne à une vitesse relativement élevée et entraîne le moteur par l'intermédiaire d'un système d'engrenage planétaire pendant l'accélération du moteur jusqu'à juste au-dessous de sa vitesse de ralenti Une fois que le moteur est démarré, il commence à déve- lopper sa propre puissance et, à une vitesse située juste au-dessous de sa vitesse de ralenti, il accélère indépendamment du démarreur Un embrayage mécanique à roue libre permet au démarreur de se désengager puis l'air du démarreur est coupé et la turbine de démarreur entre en repos Pour une situation de vol très particulière de l'avion, le démarreur peut quelquefois30 être utilisé afin de démarrer à nouveau le moteur en urgence, mais seulement dans des conditions o la vitesse en moulinet du moteur est suffisamment faible pour que l'embrayage de démarreur puisse être engagé sans provoquer un quelconque dommage dû à ce que l'on35 appelle un engagement en catastrophe. Les démarreurs de moteur ne sont pas utilisés lors de conditions de vol de croisière normales de l'avion o le seul moyen de redémarrage est constitué par le moteur qui tourne librement en moulinet Un avantage de la présente invention réside en ce qu'elle permet un fonctionnement du démarreur à air lors de toutes les conditions de vol d'un avion, ce qui évite le retard au rallumage de l'avion qui peut être associé à des conditions de vol non favorables pour des rallumages en moulinet rapides Par conséquent, les concepteurs de moteurs ont cherché à résoudre les problèmes posés par un redémarrage du moteur en vol par rapport à la condition de vol relativement particulière qui se présente ainsi que par rapport à l'engagement en catastrophe du démarreur du moteur. Des moyens commandés mécaniquement pour réduire la traînée de couche limite de diverses parties d'un avion telles que les ailes, les nacelles et les assemblages de queue d'avion ont été proposés dans le passé. Par conséquent, un objet de la présente invention consiste à réduire la traînée aérodynamique d'un avion. Un autre objet de la présente invention consiste à fournir un moteur à turbine à gaz d'avion davantage efficace et d'une durée de vie plus longue en réduisant ou en éliminant l'utilisation de l'air d'évacuation du compresseur du moteur. Un autre objet de la présente invention consiste à fournir un moteur à turbine à gaz d'avion plus efficace en réduisant ou en éliminant l'utilisation de l'air de soufflante du moteur à turbine à gaz pour pré- refroidir l'air d'évacuation du compresseur qui est utilisé pour le système de contrôle de l'environnement ainsi que pour le système anti-glace. Un autre objet de la présente invention consiste à assurer au moteur une capacité de démarrage ou rallumage en vol rapide et fiable. Encore un autre objet de la présente invention consiste à munir le moteur d'un démarreur qui évite la nécessité d'un engagement en catastrophe pour le rallumage en vol. Encore un autre objet de la présente invention consiste à réduire la traînée de l'avion au moyen d'un dispositif simple, de poids faible et économique en carburant. Encore un autre objet de la présente invention consiste à réduire la traînée de l'avion en utilisant des composants d'avion et de moteur déjà existants ou déjà utilisés. Brièvement, selon un aspect de la présente invention, un moteur à turbine à gaz d'avion est muni d'un générateur électrique auxiliaire qui est entraîné par l'intermédiaire d'un train d'engrenages qui fait fonctionner le rotor haute pression d'un moteur à tur- bine à gaz à deux réacteurs et qui est utilisé pour commander électriquement des compresseurs d'évacuation d'air de couche limite qui sont en communication de réception de fluide avec des surfaces externes de25 l'avion. Un mode de réalisation particulier fournit un moyen pour évacuer de l'air de couche limite au niveau d'une nacelle de moteur ainsi qu'au niveau des ailes de l'avion et dans ce mode de réalisation, le moyen30 d'évacuation d'air de couche limite de la nacelle comprend une pluralité de compresseurs localisés dans un espacé ménagé dans la partie avant de la nacelle qui a une chemise perforée au travers de laquelle la couche limite est évacuée et l'air de la couche limite qui est35 situé sur les ailes est de manière similaire évacué au travers d'une chemise perforée au moyen de compresseurs du système de contrôle de l'environnement qui sont utilisés pour fournir de l'air de système de contrôle de l'environnement à la cabine de l'avion et pour four- nir de l'air de refroidissement pour l'échangeur ther- nique du système de contrôle de l'environnement. Un mode de réalisation particulier comprend une turbine à air montée sur un arbre qui est commun au générateur auxiliaire, cette turbine ayant une entrée variable qui se présente sous la forme d'aubes directrices d'entrée variable pour contrôler la quanti- té d'écoulement admise pour la turbine à air Un contrôleur électronique est prévu pour contrôler le fonctionnement de l'entrée variable La turbine à air est en communication de réception de fluide commutable avec des sources d'air de démarrage comprimé qui permettent de fournir de l'air comprimé à la fois pour un démarrage du moteur au sol ou en vol Le système d'évacuation comprend un moyen pour canaliser de manière contrôlable l'écoulement d'échappement de la turbine à air jusqu'à un moyen pour acheminer l'air comprimé jusqu'au conduit anti- glace ainsi que jusqu'au système de contrôle de l'environnement. Un autre mode de réalisation comprend un moyen pour décharger l'air d'évacuation de couche limite à l'intérieur d'une région basse pression du conduit de la soufflante qui produit une traînée sur le moteur, comme sur l'extrémité avant du carénage de la cheminée. Les objets, caractéristiques et avantages men- tionnés ci-avant apparaîtront à l'évidence à la lumière de la description détaillée qui suit que l'on lira en relation avec les dessins annexés parmi lesquels: la figure 1 est une représentation schématique d'un moteur à turbine à gaz à deux rotors; et la figure 2 est une représentation schématique du mode de réalisation particulier de la présente inven- tion. La figure 1 représente un moteur à turbine à gaz typique 10 qui a, selon une relation d'écoulement série, une section de soufflante 12, un compresseur basse pression 16, un compresseur haute pression 20, une section de chambre de combustion 24, une turbine haute pression 30 et une turbine basse pression 34 Un rotor haute pression 31 comprend un arbre haute pression 38 qui relie, selon une relation d'entraîne- ment, la turbine haute pression 30 au compresseur haute pression 20 et un rotor basse pression 35 comprend un arbre basse pression 42 qui est disposé à l'intérieur de l'arbre haute pression 38 qui relie par entraînement la turbine basse pression 34 au compresseur basse pression 16 et à la soufflante 12 Un arbre de prise de force 47 relie par entraînement l'arbre haute pression 38 à une commande à vitesse constante 48 au travers d'une boîte de vitesses intermédiaire 38 représentée par les engrenages coniques à 45 degrés dessinés de façon générale au niveau de leur point d'intersection 41. Un moyen d'évacuation de compresseur 54, sur la figure 1, comprend une ligne d'évacuation de mi- compressseur 43, c'est-à-dire une évacuation de huitiè- me étage pour un CF 6-80 C 2 de General Electric, et une ligne d'évacuation de décharge de compresseur 45 qui sont reliées ensemble et dérivées jusqu'au compresseur haute pression 20 au moyen d'un conduit d'évacuation de compresseur 56 Une vanne de non retour 44 est disposée dans la ligne d'évacuation de mi-compresseur 43 et elle empêche l'air de pression plus élevée qui provient de la ligne d'évacuation de décharge de compresseur 45, qui a une vanne d'arrêt commandée par pression 46 disposée à l'intérieur, de s'écouler à l'intérieur d'un étage médian du compresseur, en retour au travers de la ligne d'évacuation de mi-compresseur 43 Bien que la présente invention élimine ou réduise la nécessité de l'utilisation de l'air de compresseur par le système de contrôle de l'environnement, certaines conditions de fonctionnement s'imposent lorsque cette utilisation de l'air est nécessaire Par conséquent, lors du fonc- tionnement au ralenti du moteur à turbine à gaz 10, l'air qui provient de la ligne d'évacuation de décharge de compresseur 45 peut être utilisé pour le système anti-glace et si nécessaire, pour l'air d'appoint du système de contrôle de l'environnement Pendant le reste du fonctionnement du moteur, l'air d'évacuation de compresseur est acheminé depuis la ligne d'évacua- tion de mi-compresseur 43 jusqu'au conduit d'évacuation de compresseur 56. La figure 2 représente de manière schématique le mode de réalisation particulier de la présente invention pour une aile montée sur un moteur à turbine à gaz d'avion 10 Le mode de réalisation particulier fournit un moyen d'alimentation électrique généralement représenté dans ce mode de réalisation particulier en tant que générateur électrique 32 qui est connecté par entraînement par l'intermédiaire d'une commande à vitesse constante 48 et d'un arbre de prise de force 47 à l'arbre haute pression 38 et qui est utilisé pour alimenter le dispositif d'évacuation de couche limite ainsi que le système de contrôle de l'environnement Le système de contrôle de l'environnement comprend un boîtier de contrôle de l'environnement 100 qui est classiquement placé dans un caisson de contrôle de l'environnement (non représenté) de l'avion Le boîtier de contrôle de l'environnement 100 a divers composants qui sont représentés dans le rectangle en pointillés de la figure 2 et qui sont décrits plus en détail ci- après. Le mode de réalisation particulier, tel que représenté sur la figure 2, est muni d'un moyen d'évacuation de couche limite de nacelle d'avion qui a il un moyen d'évacuation de couche limite de nacelle 216 qui comprend une enveloppe perforée 214 qui entoure une partie de nacelle avant 220 qui comprend à l'intérieur un espace de nacelle 210 pour évacuer une partie de la couche limite qui provient de la partie avant de la nacelle 220, cet espace s'étendant à l'arrière depuis environ le bord d'attaque de nacelle 218 L'espace de nacelle 210 est en communication d'alimentation de fluide avec un moyen de compresseur de couche limite de nacelle qui, dans le mode de réalisation particulier, est constitué par une pluralité de compresseurs de couche limite de nacelle 60 qui suivent le pourtour de l'intérieur de la nacelle 220 Le compresseur de couche limite de nacelle 60 est entraîné par un moteur électrique 65 qui reçoit sa puissance d'un générateur électrique 32 et qui peut être intégralement monté à l'intérieur d'un boîtier commun avec le compresseur de couche limite 60 de manière à former une unité facilement utilisable Dans le mode de réalisation particulier, le compresseur de couche limite 60 est un compresseur centrifuge qui effectue la décharge jusqu'à une région de basse pression du moteur 66 telle que dans le conduit de dérivation de soufflante 13 représenté schématiquement sur la figure 1 o il peut être utilisé pour la poussée et pour la réduction de la traînée du conduit de soufflante. Le mode de réalisation particulier est en outre muni d'un moyen d'évacuation de couche limite d'aile commandé électriquement 185 qui fournit de l'air à la fois pour le refroidissement de la cabine et de l'é- changeur thermique Le moyen d'évacuation de couche limite 185 comprend une partie d'aile avant 190 de l'aile d'avion 180 dans laquelle la partie avant est recouverte avec une enveloppe d'aile perforée 194 qui est disposée autour d'une cavité d'aile 180 qui permet l'échappement jusqu'à un conduit de refroidissement de système de contrôle de l'environnement 300 qui se sépare respectivement en des première et seconde lignes de jonction 310 et 320 Un compresseur d'air de cabine entraîné par un moteur électrique 126 qui est commandé par un générateur électrique 32 évacue l'air de couche limite et reçoit cet air qui provient de la ligne de jonction 310 qui le convoie ensuite jusqu'à la cabine d'avion 167 après qu'il a été refroidi au contact de l'air de la cabine jusqu'à l'échangeur thermique 110 et jusqu'à l'échangeur thermique de conditionneur d'air au fréon 116 L'air de refroidis- sement d'échangeur de chaleur destiné au boîtier du système de contrôle de l'environnement 100 est acheminé par le système d'évacuation de couche limite au travers de la ligne de jonction 310 et ceci est expliqué en outre ci-après Un mélangeur du type éjecteur 105 est disposé entre le compresseur d'air de cabine 120 et l'échangeur thermique 110 et il peut fonctionner pour recevoir si nécessaire de l'air d'appoint qui provient du moyen d'évacuation de compresseur 54 et qui est canalisé au travers d'un conduit multifonction 70. Un système de refroidissement au fréon 135 qui a la préférence est contenu à l'intérieur du boîtier de système de contrôle de l'environnement 100 pour un refroidissement supplémentaire de l'air de la cabine. Un compresseur à fréon actionné électriquement 140 est entraîné par un moteur électrique 146 qui est commandé par le générateur électrique 32 Sont en outre inclus dans le circuit au fréon du système de refroidissement au fréon 135, suivant une relation d'écoulement série avec le compresseur au fréon 140, un condenseur 125 et une vanne de détente 138 Le condenseur 125 est refroidi à l'air au moyen de l'air qui est évacué de l'aile au travers de la ligne de jonction 320 par le compresseur d'air de refroidissement 130 qui est en- traîné par un moteur électrique 150 qui à son tour est alimenté par le générateur électrique 32. L'utilisation des compresseurs d'évacuation de couche limite commandés électriquement 120 et 130 élimine ou réduit la nécessité d'un système supplé- mentaire pour évacuer l'air de couche limite et fournit ainsi une solution pratique à l'un des problèmes associés aux systèmes d'évacuation de couche limite d'avion de l'art antérieur L'utilisation d'un géné- rateur électrique 32 pour commander également le système de refroidissement au fréon 135 renforce la portée de la solution présentée ici Les dispositifs commandés électriquement sont fiables, de faible coût et peuvent être maintenus facilement. Le fait d'utiliser l'échappement de l'air d'évacuation de couche limite qui a été comprimé par les compresseurs de couche limite de nacelle 60 et par le compresseur d'air de refroidissement 130 pour réduire la traînée a pour avantage d'améliorer encore le rendement global de l'invention. L'invention élimine ou réduit le besoin de pré- refroidisseurs d'air d'évacuation classiques qui utilisent de l'air de soufflante pour refroidir l'air d'évacuation de compresseur, ces prérefroidisseurs étant classiquement utilisés pour fournir de l'air aux systèmes de contrôle de l'environnement ainsi qu'aux systèmes anti-glace La turbine à air de démarrage 50 se dilate et par conséquent refroidit l'air d'éva- cuation de compresseur qui est reçu depuis le moyen d'évacuation de compresseur 54 et ainsi réduit ou élimine la nécessité d'un prérefroidisseur d'air d'évacuation tel qu'on le trouve dans les systèmes de contrôle de l'environnement classiques si le système est dimensionné et conçu de manière correcte. Une turbine à air 50, de préférence une turbine à air à entrée radiale et à étage unique, qui a une entrée de turbine à air 57 est connectée selon une relation d'entraînement réversible, de préférence par l'intermédiaire d'une commande à vitesse constante 48 et d'un arbre de prise de force 47, à un arbre haute5 pression 38 Le moyen d'évacuation de compresseur 54 placé sur le moteur 10 est connecté selon une communication d'alimentation de fluide au moyen d'un conduit d'évacuation de compresseur 56 à l'entrée de turbine à air 57.10 Une vanne d'alimentation d'air de démarrage 59, classiquement reliée par un conduit jusqu'à l'entrée de turbine à air 57 au travers d'un conduit multifonction 70, fournit des sources d'air de démarrage y compris des sources d'air en vol telles que des systèmes d'évacuation en croix qui proviennent d'autres moteurs. Une vanne de décharge d'air de démarrage commutable 75 qui a une ligne de décharge vers l'extérieur 74 est disposée dans la ligne de canalisation multifonction 70 La ligne de décharge de turbine à air 74 dont le fonctionnement est commandé par la vanne de décharge de turbine 75 est prévue pour décharger l'échappement de turbine à air lors du démarrage du moteur lorsque l'air comprimé est fourni à la turbine à air 50 au travers de la ligne de canalisation multifonction 70 par la vanne25 d'alimentation d'air de démarrage 59 La ligne de canalisation multifonction 70 est connue de l'homme de l'art, elle est classiquement appelée canalisation d'air d'évacuation et elle est classiquement utilisée pour acheminer de l'air d'évacuation de compresseur au30 système de contrôle de l'environnement ainsi qu'au système anti-glace. La turbine à air 50 comprend une entrée de vanne variable 57 et un contrôleur 500 pour contrôler la quantité d'écoulement au travers de la turbine à air 5035 qui, dans des conditions de vol de croisière normales, a seulement besoin d'une petite quantité d'écoulement d'air pour refroidir la turbine ainsi que d'autres parties Lors de conditions anormales, lorsque le système de contrôle de l'environnement de l'avion ne peut pas fournir tout l'écoulement d'air nécessaire à la cabine, la turbine à air 50 est utilisée pour refroidir l'air qui provient du moyen d'évacuation de compresseur 54 et pour le canaliser au travers de la ligne de canalisation multifonction 70 jusqu'au boîtier de système de contrôle de l'environnement 100 La turbine à air 50 peut également être utilisée pour fournir de l'air au système anti-glace au travers de la ligne de canalisation multifonction 70 Le contrôleur en boucle fermée 500 répond aux signaux qui indiquent la température et la pression dans la ligne 70 Le contrôleur en boucle fermée 500 ferme et ouvre l'entrée de vanne variable 57, à la manière d'un diaphragme d'appareil photo, afin d'empêcher toute surchauffe ou toute surpression au niveau de la ligne de canalisation multifonction 70 qui est également utilisée pour acheminer de l'air au système anti-glace Lors de l'opération de démarrage au sol du moteur selon l'invention illustrée sur les figures 1 et 2, la turbine à air 50 fonctionne en tant que turbine de démarrage à air classique qui reçoit de l'air de démarrage comprimé depuis la ligne de canalisation multifonction 70 L'air de démarrage est ensuite déchargé à l'extérieur par la vanne de décharge d'air de démarrage 76 au travers de la ligne 74 La puissance créée au niveau de la turbine à air 50 met en route l'arbre de turbine haute pression 38 par l'intermé- diaire de l'entraînement à vitesse constante 48 jusqu'à ce que le moteur 10 puisse continuer à fonctionner sans l'aide de la turbine à air 50 A ce point du fonctionnement du moteur, la turbine à air 50 continue à tourner, entraînée par l'arbre haute pression 38 et l'entrée variable 57 est fermée par le contrôleur 500 jusqu'à un certain point qui fournit seulement suffi- samment d'air de compresseur pour refroidir la turbine à air 50 et pour empêcher tout dommage provoqué par la chaleur à ses composants tels que son rotor Sous ce rapport, la présente invention est différente des démarreurs classiques qui utilisent une certaine sorte de mécanisme d'embrayage après le démarrage du moteur pour déconnecter la turbine de démarrage La vanne d'air de démarrage 59 est ensuite retournée à une position qui permet à l'air d'évacuation de compresseur d'être acheminé au travers de la ligne de canalisation multifonction 70 pour être utilisé dans le système anti-glace et en tant qu'air d'appoint pour le système de contrôle de l'environnement si nécessaire. La présente invention a été décrite au moyen d'illustrations Il est bien entendu que la termino- logie qui a été utilisée se rapporte à la nature des mots de la description et ne constitue en rien une limitation de l'invention Il est important de noter que la multifonctionnalité attribuée à bon nombre d'éléments de l'invention tels que les conduits, les vannes, les soufflantes et les compresseurs a pour avantage de diminuer la consommation de carburant spécifique du moteur et de l'avion et d'abaisser la traînée de l'avion L'invention prévoit l'utilisation du système de récupération d'énergie ainsi que de l'aile, de la nacelle et des systèmes d'évacuation de couche limite d'assemblage de nacelle et de queue en combinaison individuellement ainsi qu'en combinaison avec divers modes de réalisation de la présente invention. A l'évidence, bon nombre de modifications et de variantes de la présente invention sont possibles à la lumière des enseignements mentionnés ci-avant Il est par conséquent bien entendu que la présente invention peut être mise en oeuvre selon d'autres voies que celles décrites ici pourvu que l'on reste dans le cadre5 de l'invention. REVENDICATIONS 1 Dispositif pour évacuer de l'air de couche limite d'une partie des surfaces externes d'un avion propulsé au moyen d'un moteur à turbine à gaz ( 10), caractérisé en ce que ledit dispositif comprend: un moyen de compresseur d'air d'évacuation ali- menté en courant électrique qui en communication d'acheminement de fluide avec la surface externe de l'avion, qui permet d'évacuer de l'air de couche limite de la surface externe de l'avion et qui est alimenté en courant électrique par un générateur électrique ( 32) entraîné par le moteur à turbine à gaz de l'avion. 2 Dispositif selon la revendication 1, carac- térisé en ce que ledit moyen de compresseur d'air d'évacuation comprend un moyen de compresseur de nacelle alimenté en courant électrique qui est en communication d'acheminement de fluide avec une partie de la surface externe de l'avion située au niveau d' une nacelle de moteur ( 220) et qui permet d'évacuer de l'air de couche limite de la surface externe de la nacelle. 3 Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit moyen de compresseur de nacelle comprend une pluralité de compresseurs alimen- tés en courant électrique ( 60) qui sont disposés à l'intérieur de la nacelle ( 220). 4 Dispositif selon la revendication 2, carac- térisé en ce que ledit moyen de compresseur d'air d'évacuation comprend en outre un compresseur d'achemi- nement d'air de système de contrôle de l'environnement alimenté en courant électrique ( 120) qui est en communication d'acheminement de fluide avec une partie ( 190) de la surface externe de l'aile d'avion ( 180) et qui permet d'évacuer de l'air de couche limite de ladite partie de la surface externe de l'aile et d'acheminer de l'air dans la cabine de l'avion. 5 Dispositif selon la revendication 4, carac- térisé en ce que ledit moyen de compresseur d'air d'évacuation comprend en outre un compresseur d'échan- geur thermique de système de contrôle de l'environ- nement alimenté en courant électrique ( 140) qui est en10 communication d'acheminement de fluide avec ladite partie de la surface externe de l'aile d'avion ( 180) et qui permet d'évacuer de l'air de couche limite de la surface externe de l'aile et d'acheminer de l'air de refroidissement d'échangeur thermique au système de15 contrôle de l'environnement ( 100). 6 Dispositif selon la revendication 5, carac- térisé en outre en ce qu'il comprend une commande à vitesse constante ( 48) qui est connectée audit généra- teur alimenté en courant électrique ( 32) du moteur à20 turbine à gaz d'avion ( 10) et qui le commande, qui est connectée selon une manière réversible à une turbine à air de démarrage ( 50) et qui est entraînée par cette turbine qui a une entrée de section variable ( 57). 7 Dispositif selon la revendication 6, carac- térisé en ce qu'il comprend en outre un moyen de canalisation d'air d'évacuation ( 70) en communication d'acheminement de fluide avec une sortie de ladite turbine à air de démarrage ( 50), dans lequel ledit moyen de canalisation d'air d'évacuation ( 70) est30 utilisé pour acheminer de l'air comprimé au système anti-glace ainsi qu'au système de contrôle de l'envi- ronnement de la cabine. 8 Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite entrée de section variable de turbine à air de démarrage ( 57) est commandée par un moyen de commande d'entrée. 9 Dispositif selon la revendication 8, carac- térisé en ce que ledit moyen de commande d'entrée est un moyen de commande électronique ( 500). Dispositif selon la revendication 5, carac- térisé en outre en ce qu'il comprend un mélangeur ( 105) de système de contrôle de l'environnement en communica- tion d'acheminement de fluide avec à la fois une sortie d'échappement dudit compresseur d'acheminement d'air ( 120) du système de contrôle de l'environnement ( 100) et une canalisation d'évacuation de moteur ( 70), dans lequel ledit mélangeur ( 105) permet de recevoir et de mélanger l'air d'évacuation de couche limite qui provient dudit compresseur d'acheminement d'air ( 120) du système de contrôle de l'environnement ( 100) à de l'air comprimé qui provient de ladite canalisation d'évacuation de moteur ( 70). 11 Dispositif selon la revendication 10, carac- térisé en ce qu'il comprend une commande à vitesse constante ( 48) qui est connectée audit générateur alimenté en courant électrique ( 32) du moteur à turbine à gaz d'avion ( 10) et qui le commande, et qui est connectée selon une manière réversible à une turbine à air de démarrage ( 50) et qui est entraînée par cette turbine qui a une entrée de section variable ( 57); et dans lequel ladite canalisation d'évacuation de moteur ( 70) est en communication d'acheminement de fluide avec une sortie de ladite turbine à air de démarrage ( 50), dans lequel ledit moyen de canalisation d'air d'évacuation ( 70) permet d'acheminer de l'air comprimé au système anti-glace ainsi qu'au système de contrôle de l'environnement de la cabine ( 100). 12 Dispositif selon la revendication 11, carac- térisé en ce que ladite entrée de section variable ( 57) de ladite turbine à air de démarrage ( 50) est contrôlée par un moyen de contrôle électronique ( 500). 13 Dispositif selon la revendication 12, carac- térisé en ce qu'il comprend en outre un compresseur de conditionnement d'air de système de contrôle de l'environnement alimenté en courant électrique ( 140) par ledit générateur ( 32).