FR 2715695 A1 19950804 FR 9500527 A 19950118 1 2715695 Cette invention concerne un inverseur de poussée pour un moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée et en particulier un inverseur de poussée qui est adapté à se mettre en totale sécurité en cas d'un déploiement intempestif. Des moteurs à turbine à gaz à soufflante canalisée appropriés pour la propulsion d'avions sont fréquemment pourvus d'un inverseur de poussée. Typiquement, l'inverseur de poussée est un dispositif mécanique, qui en fonctionnement, dévie au moins une partie du flux d'échappement du moteur dans une direction telle à fournir une décélération de l'avion portant le moteur. Une telle décélération est nécessaire afin d'économiser l'utilisation des systèmes de freinage à friction lorsque l'avion portant le moteur atterrit. Des systèmes de freinage à friction, qui se présentent normalement sous la forme de disques de frein montés sur les roues de l'avion, sont soumis à une usure coûteuse ainsi que les pneus des roues freinées. Alors que les inverseurs de poussée sont une alternative attractive aux méthodes par friction de freinage d'avion, ils sont potentiellement hasardeux au niveau de la sécurité en vol s'ils sont déployés en vol de manière intempestive. Des mesures sont par conséquent prises pour assurer que la possibilité que cela arrive soit minimisée. Typiquement, de telles mesures comprennent de pourvoir le train d'atterrissage de l'avion avec des commutateurs électriques qui indiquent que l'avion est au sol. Les commutateurs sont reliés au système de commandes des moteurs de l'avion de telle sorte que les inverseurs de poussées sont mis hors fonction lorsque l'avion n'est pas au sol. Toutefois, de tels commutateurs et leur équipement associé ne sont pas complètement fiables. C'est un objet de la présente invention de fournir un inverseur de poussée pour un moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée qui se mette en totale sécurité en cas de déploiement intempestif en vol. Selon la présente invention, un moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée pour la propulsion d'un avion, comprend un inverseur de poussée, ledit inverseur de poussée comportant une pluralité de portes qui sont chacune pivotante entre une première position déployée dans laquelle elle dévie au moins une partie du flux d'échappement dudit moteur pour produire un freinage de l'avion, et une seconde position rentrée dans laquelle elle ne produit pas une telle déviation du flux d'échappement, lesdites portes étant fixées au restant dudit moteur pour ledit déplacement par pivotement par des liaisons cassantes, lesdites liaisons cassantes étant choisies pour avoir une résistance telle qu'elles se fracturent pour libérer lesdites portes de ladite première position déployée au cas o ledit inverseur de poussée est déployé lorsque la vitesse relative dudit moteur est au-dessus d'un niveau prédéterminée, des moyens étant fournis pour maintenir la fixation desdites 2 2715695 portes audit moteur d'une manière ne déviant sensiblement pas la poussée après une telle fracture desdites liaisons cassantes. La présente invention sera maintenant décrite, à titre d'exemples, en référence aux dessins joints, sur lesquels: - la figure I est une vue schématique latérale en section d'un moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée ayant un inverseur de poussée selon la présente invention; - la figure 2 est une vue similaire à celle représentée sur la figure 1 sur laquelle l'inverseur de poussée est représenté en position déployée de déviation de poussée; - la figure 3 est une vue similaire à celle représentée sur la figure 2 sur laquelle l'inverseur de poussée est représenté en position inopérante non déviante après un déploiement intempestif; - la figure 4 est une vue à une échelle grandie du mécanisme de fonctionnement de l'inverseur de poussée du moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée représenté sur la figure 1 dans la position rentrée non déployée; - la figure 5 est une vue du mécanisme de fonctionnement représenté sur la figure 4 en position de déploiement déviant la poussée. En référence à la figure 1, un moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée désignée dans son ensemble 10 est d'une configuration générale conventionnelle. Il comprend un noyau générateur de gaz 11 qui entraîne une soufflante propulsive 12. L'échappement de gaz chaud issu du noyau générateur de gaz 11 est expulsé au travers d'une tuyère 13 prévue à son extrémité aval pour fournir une poussée propulsive additionnelle. Immédiatement en aval de la soufflante 12, il est prévu une rangée annulaire d'aubes de guidage de sortie 41 s'étendant radialement. Les aubes de guidage de sortie remplissent un double rôle. Premièrement, elles agissent sur l'écoulement d'air s'échappant de la soufflante 12 afin de le détourbillonner et de le rediriger dans une direction généralement axiale. Deuxièmement, elles supportent un capot annulaire 15 s'étendant axialement qui entoure la soufflante 12 et la partie amont du noyau 11. Le noyau 11 et le capot 15 coopèrent pour définir un conduit de soufflante annulaire 16 à travers lequel de l'air accéléré par la soufflante 12 est expulsé vers l'atmosphère pour fournir la majeure partie de la poussée propulsive du moteur à turbine à gaz 10. Dans des conditions de vol normales, le moteur à turbine à gaz 10 est configuré de la manière représentée sur la figure 1. Toutefois, lorsque l'avion portant le moteur 10 atterrit, un inverseur de poussée 17 prévu à l'extrémité aval du capot 15 est déployé afin de fournir 3 2715695 un freinage de l'avion. La configuration de l'inverseur de poussée 17 lorsqu'il est déployé est représenté sur la figure 2. L'inverseur de poussée 17 comprend une pluralité de portes radialement intérieures et extérieures respectivement 18 et 19. Les portes 18 et 19 sont disposées en paire dans une rangée généralement annulaire autour de l'extrémité aval du capot 15 de telle sorte que chaque porte radialement intérieure 18 est couplée à une porte radialement extérieure correspondante 19. Chaque paire de portes 18 et 19 est fixée de manière pivotante avec son extrémité aval à un anneau de support commun 20 qui est visible sur la figure 4. L'anneau de support 20 définit le bord aval du capot 15 et est fixé au restant du capot 15 par une pluralité d'éléments de support s'étendant axialement (non représentés). Lorsque l'inverseur de poussée 17 est dans sa configuration non déployée comme on peut le voir sur les figures 1 et 4, les portes 18 et 19 de l'inverseur de poussée de chaque paire s'étendent généralement le long l'une de l'autre, de sorte qu'elles définissent des parties des surfaces radialement intérieure et extérieure du capot 15. Ainsi, les portes 18 et 19 de l'inverseur de poussée, lorsqu'elles ne sont pas déployées, ne fournissent aucune déviation de l'écoulement d'air à travers le conduit de soufflante 16. Le déploiement de l'inverseur de poussée 17 entraîne les portes 18 et 19 de l'inverseur de poussée de chaque paire à pivoter en éloignement l'une de l'autre autour de l'anneau de support 20 jusqu'à ce qu'elles atteignent les positions représentées sur les figures 2 et 5. Ceci est obtenu par la translation dans une direction axialement aval d'une pluralité de bras d'actionnement 21; un bras étant associé à chaque paire de portes 18 et 19 de l'inverseur de poussée. Plus particulièrement, chaque bras d'actionnement 21 est relié avec sa paire de portes 18 et 19 associées de l'inverseur de poussée par deux bras de liaison 22 et 23. Chacun des bras de liaison 22 et 23 est fixé de manière pivotante avec une extrémité à l'extrémité aval du bras d'actionnement 21. Les extrémités opposées des bras d'actionnement 22 et 23 sont respectivement fixés de manière pivotante aux portes 18 et 19 de l'inverseur de poussée. Lorsque les bras d'actionnement 21 sont déplacés axialement par translation par des béliers hydrauliques par exemple, ils entraînent les bras de liaison 22 et 23 à faire pivoter les portes 18 et 19 de l'inverseur de poussée autour de l'anneau de support 20 jusqu'à ce que les portes 18 et 19 atteignent leur position complètement déployée représentée sur les figures 2 et 5. Une translation axiale des bras d'actionnement 21 dans la direction amont opposée entraîne les portes 18 et 19 de l'inverseur de poussée à retourner dans leur position rentrée représentée sur les figures 1 et4. Si l'inverseur de poussée 17 est déployé de manière intempestive alors que l'avion équipé du moteur 10 est en vol, une charge importante indésirable serait exercée sur 4 2715695 l'avion. Afin d'éviter cette éventualité, les liaisons pivotantes 24 et 25 entre les portes 18 et 19 de l'inverseur de poussée respectivement et l'anneau de support 20, sont adaptés à être cassantes. Par conséquent, en cas de déploiement intempestif en vol de l'inverseur de poussée 17, les liaisons pivotantes 24 et 25 lâcheront. Cela laissera les bras de liaison 22 et 23 comme seuls moyens pour relier les portes 18 et 19 de l'inverseur de poussée au capot 15 du moteur. Les portes 18 et 19 de l'inverseur de poussée prennent ainsi les positions représentées sur la figure 3, fournissant une perturbation minimale de l'écoulement d'air à travers le conduit de soufflante 16. Les liaisons pivotantes cassantes 24 et 25 sont arrangées de manière à ce qu'elles lâchent uniquement lorsqu'elles sont soumises à des charges extrêmement élevées qui sont exercées pendant le déploiement en vol de l'inverseur de poussée. Par conséquent, elles ne lâchent pas lorsque l'inverseur de poussée 17 est déployé de manière conventionnelle lors de l'atterrissage de l'avion. Il doit être noter par conséquent qu'en cas d'un déploiement intempestif en vol de l'inverseur de poussée 17, les portes 18 et 19 de l'inverseur de poussée pivoteront vers des positions de sécurité, ne déviant pas la poussée et ne sont pas détachées du moteur à turbine à gaz 10 pour causer des dégâts autre part. 2715695 Revendications 1.- Moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée (10) pour la propulsion d'un avion, ledit moteur (10) comprenant un inverseur de poussée (17) comportant une pluralité de portes (18, 19) qui sont chacune pivotantes entre une première position déployée dans laquelle elles dévient au moins une partie du flux d'échappement dudit moteur (10) pour produire un freinage de l'avion, et une seconde position rentrée dans laquelle elle ne produit pas une telle déviation du flux d'échappement, caractérisé en ce que lesdites portes (18, 19) sont fixées au restant dudit moteur (10) pour ledit déplacement par pivotement par des liaisons cassantes (24, 25), lesdites liaisons cassantes (24, 25) étant choisies pour avoir une résistance telle qu'elles se fracturent pour libérer lesdites portes (18, 19) de ladite première position déployée au cas o ledit inverseur de poussée (17) est déployé lorsque la vitesse relative du moteur est audessus d'un niveau prédéterminée, des moyens (22, 23) étant fournis pour maintenir la fixation desdites portes (22, 23) audit moteur (10) d'une manière ne déviant sensiblement pas la poussée après une telle fracture desdites liaisons cassantes (24, 25). 2.- Moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit inverseur de poussée (17) est arrangé de manière à fournir une déviation d'au moins une partie du flux d'échappement de la soufflante (12) dudit moteur (10) dans ladite première position déployée. 3.- Moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée (10) selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit moteur (10) comprend un capot (15) qui renferme partiellement le restant dudit moteur (10), lesdites portes (18, 19) de l'inverseur de poussée définissant une partie dudit capot de soufflante (15). 4.- Moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée (10) selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'un élément de support commun (20) est fourni pour supporter lesdites portes (18, 19), lesdites portes (18, 19) étant disposée en paire, les portes (18, 19) de chaque paire étant fixées de manière pivotante avec leur extrémité aval audit élément de support commun (20) de manière à être pivotante entre ladite première position déployée et ladite seconde position rentrée. 6 2715695 5.- Moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée (10) selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'une porte (19) de chacune desdites paires de portes (18, 19) définit une partie de la surface radialement extérieure dudit capot (15) et l'autre porte (18) de chacune desdites paires de portes (18, 19) définit une partie de la surface radialement intérieure dudit capot (15). 6.- Moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée (10) selon la revendication 4 ou la revendication 5, caractérisé en ce que chacune desdites portes (18, 19) est fixée de manière pivotante avec son extrémité aval audit élément de support commun (20) par une desdites liaisons cassantes (24, 25). 7.- Moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée (10) selon la revendication 6, caractérisé en ce que la zone amont de chacune desdites portes (18, 19) est reliées par des bras de liaison (22,23) audit capot (15) pour définir lesdits moyens pour maintenir la fixation desdites portes (18, 19) audit moteur (10) après la fracture desdites liaisons cassantes (24, 25).