FR 2872549 A1 20060106 FR 0407444 A 20040705 REACTEUR D'AVION EQUIPE D'UN DISPOSITIF DE REDUCTION DE BRUIT DES JETS PROPULSIFS La présente invention se rapporte au domaine des 5 réacteurs d'avions, et notamment des dispositifs permettant la réduction des bruits générés par les réacteurs d'avions. Les nuisances sonores provenant d'un avion ont lieu principalement durant les phases de décollage et d'approche, et se situent notamment au niveau du réacteur de l'avion et du jet en sortie de celui-ci. Du fait des nuisances croissantes imposées aux riverains d'aéroports liés aux bruits générés par les moteurs, lesquels sont exacerbées par l'augmentation du 15 trafic, la limitation des bruits au décollage ou à l'atterrissage constitue aujourd'hui, mais également à l'avenir une voie de recherche capitale. En effet, le passage au Chapitre 4 de l'OACI (Organisation de l'Aviation Civile Internationale) prévoit 20 d'imposer une diminution de 10 dB par rapport au Chapitre 3 dès le ter janvier 2006. A ce jour, aucune méthode effective n'est disponible. Il existe bien des méthodes reposant principalement sur le mélange des jets propulsifs à la sortie des réacteurs d'avions, les jets propulsifs étant composés d'un jet primaire chaud sortant de la tuyère du réacteur, et d'un flux secondaire s'écoulant entre la paroi externe de la tuyère et la paroi interne du réacteur, mais elles restent limitées en vue de la réduction des quelques décibels demandés. En particulier, on connaît de l'art antérieur des méthodes passives consistant en une modification de la géométrie de la lèvre du jet à manipuler. Ces dispositifs, tels que les mélangeurs à lobes et les volets miniatures, 35 sont cependant très difficilement amovibles. Parmi les méthodes actives de contrôle du mélange adaptées aux jets supersoniques, on trouve les actionneurs pneumatiques ou mécaniques. Cependant, la région de réceptivité maximale étant située à la lèvre de sortie du jet, les échelles caractéristiques de l'écoulement sont donc très petites et à très hautes fréquences. Ces contraintes, ajoutées au fait que la région concernée est difficilement accessible dans le cas des réacteurs d'avions commerciaux font que de tels dispositifs de contrôle de jets sont mal adaptés à une mise en uvre in situ. Une méthode, actuellement en développement à la NASA avec la société Boeing, consiste à utiliser des chevrons placés aux bords de fuite des sorties des moteurs. Cependant, l'utilisation de tels chevrons présente un certain nombre d'inconvénients. En particulier, du fait de la masse ajoutée au moteur associée à leur caractère permanent, les chevrons imposent une perte de poussée de l'ordre de 0,3% par moteur, entraînant alors une réduction des performances, voire une surconsommation pendant toute à durée de la croisière, leur action dans cette phase étant pourtant inutile. En outre, les chevrons physiques offrent un équipement figé dans sa géométrie: les chevrons sont donc configurés pour atteindre un niveau de performances satisfaisant pour tous les régimes de l'avion. Ils offrent un compromis non systématiquement optimisé pour tous les régimes. En particulier le régime moteur étant très différent selon la phase du vol, selon qu'il s'agit d'un décollage, d'une approche ou d'un atterrissage d'un avion, la géométrie des chevrons devrait être adaptée au régime concerné. Afin de palier ce dernier inconvénient, d'autres méthodes, appelées méthodes de rétractation partielle, sont en cours de développement. Parmi ces méthodes, lesquelles consistent à modifier les angles de pénétration des chevrons, une approche consiste à utiliser des matériaux à mémoire de forme. Cependant, de telles méthodes restent relativement complexes à mettre en oeuvre et peu adaptatives. La présente invention entend donc remédier aux inconvénients de l'art antérieur en proposant un dispositif de réduction du bruit, simple de mise en oeuvre, et n'offrant que très peu de masse ajoutée. La présente invention a également pour but de proposer un dispositif de réduction du bruit adaptable en fonction du régime moteur, celui-ci étant différent suivant qu'il s'agit d'une phase de décollage, d'approche ou d'atterrissage. En particulier, le dispositif selon l'invention présente l'avantage de ne pas fonctionner durant la phase de croisière pour laquelle un tel dispositif est inutile, et donc de ne pas augmenter la consommation. La présente invention a également pour but d'offrir un dispositif de réduction du bruit pouvant être monté sur les équipements de moteur déjà en service et ce, sans modification majeure de l'existant. Pour ce faire, la présente invention concerne un réacteur d'avion comprenant une tuyère éjectant un jet propulsif, ou comportant la confluence de deux jets propulsifs, ladite tuyère présentant une couronne de sortie, et elle est remarquable, dans son acception la plus large, en ce que ladite couronne de sortie comporte des moyens de perturbation dudit jet primaire constitué au moins d'une paire de conduits par lesquels sont éjectés des jets d'air, lesdits conduits débouchant en sortie de ladite tuyère, et en ce que les conduits de chaque paire sont disposés l'un par rapport à l'autre pour générer en sortie un triangle d'interaction des jets d'air. De préférence, les conduits de chaque paire convergent l'un vers l'autre en sortie de ladite tuyère selon un angle de convergence au sommet compris entre 40 degrés et 70 degrés, et de préférence un angle de convergence de l'ordre de 60 degrés. Avantageusement, les conduits sont disposés sur la couronne de sortie pour présenter par rapport à l'axe du jet primaire un angle de pénétration compris entre 8 degrés et 20 degrés, et de préférence un angle de pénétration de 12 degrés. Avantageusement, les moyens de perturbation comprennent 1 à 24 paires de conduits. Avantageusement, les paires de conduits sont réparties sur la couronne de sortie de sorte que le conduit convergeant dans un sens, juxtapose un conduit, de convergence opposée, de la paire de conduits adjacente. Avantageusement, les conduits consistent en des tubulures réparties sur la paroi extérieure de ladite couronne de sortie. Avantageusement les conduits sont constitués de canaux intégrés dans l'épaisseur de la couronne de sortie. Avantageusement, les conduits sont reliés à une alimentation d'air comprimé via un conduit d'amenée d'air, l'alimentation étant réalisée de préférence au niveau de la partie haute pression dudit réacteur. Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, le conduit d'amenée d'air d'un conduit d'une paire constitue le conduit d'amenée d'air du conduit de la paire adjacente et présentant une convergence opposée. Avantageusement, les conduits présentent un diamètre de 20 à 50 fois plus petit que celui de la tuyère en sortie. Avantageusement, les jets de sortie convergent par rapport à l'axe dudit jet primaire selon un angle compris entre 8 degrés et 20 degrés. Avantageusement, les jets d'air consistent en des 5 jets d'air dont le débit est contrôlé. Avantageusement, les paires de conduits pourront être réparties symétriquement ou non sur la couronne de sortie de ladite tuyère. La présente invention se rapporte également à un avion comportant des réacteurs tels que décrits précédemment. On comprendra mieux l'invention à l'aide de la description, faite ciaprès à titre purement explicatif, d'un mode de réalisation de l'invention, en référence à la figure unique annexée, laquelle illustre une vue en perspective d'une sortie de tuyère équipant un réacteur d'avion selon l'invention. La figure illustre une vue partielle d'un réacteur d'avion selon l'invention. Plus particulièrement, la figure illustre une sortie de tuyère (1) d'un réacteur d'avion, munie d'un dispositif permettant de réduire le bruit provoqué par les jets propulsifs du réacteur, notamment lors des phases de décollage ou d'approche de l'avion. Pour ce faire, ladite sortie de tuyère (1) est constituée, au niveau de sa sortie, d'une couronne de 30 sortie (2) comportant des jets de contrôle. De préférence, ladite couronne de sortie (2) comporte des jets qui convergent par rapport à l'axe du jet propulsif selon un angle de l'ordre de 12 degrés. Ladite tuyère (1) comporte en outre des moyens de perturbation (3 à 10) destinés à perturber le jet propulsif à la sortie de ladite tuyère (1). Lesdits moyens de perturbation (3 à 10) consistent en des paires de tubulures (3a, 3b, ...,10a, 10b) réparties sur la paroi extérieure de ladite couronne (2) et présentant un orifice de sortie au niveau de l'extrémité libre de ladite couronne (2). Bien entendu, il s'agit ici d'un exemple de configuration. Il est bien entendu évident que lesdites paires de tubulures peuvent être également intégrées dans l'épaisseur de ladite couronne (2). Lesdites tubulures sont avantageusement reliées à la partie haute pression du réacteur via un conduit d'amenée d'air (non représenté). Ainsi, des jets d'air comprimé sont envoyés vers les tubulures pour être éjectés en sortie de ladite tuyère (1). Avantageusement, la vitesse de l'air comprimé est sensiblement identique à la vitesse des jets propulsifs. Les tubulures (3a, 3b, _,10a, 10b) de chaque paire, avantageusement coudées, sont disposées sur la couronne de sortie (2) de façon à faire face l'une avec l'autre. Les tubulures de chaque paire sont disposées l'une par rapport à l'autre de sorte que les jets d'air comprimés, à la sortie desdites tubulures, génèrent des triangles d'interaction fluide selon un angle de convergence de l'ordre de 60 degrés. Par ailleurs, afin d'augmenter la perturbation du jet primaire, lesdits triangles fluides ainsi obtenus sont inclinés sur l'axe du jet primaire avec un angle, appelé angle de pénétration, compris entre 8 degrés (faible pénétration) et 20 degrés (forte pénétration). Selon un mode de réalisation de l'invention, une telle inclinaison est obtenue du fait même de la convergence de la paroi extérieure de la couronne de sortie (2) de ladite tuyère (1), celle-ci convergeant avantageusement par rapport à l'axe dudit jet primaire selon un angle compris entre 8 degrés et 20 degrés. Selon un autre mode de réalisation, cette inclinaison est obtenue par l'orientation des conduits intégrés dans l'épaisseur de la couronne. Cependant, cette inclinaison pourra être réajustée, voire directement obtenue, par construction mécanique en fonction de la perturbation souhaitée, et par conséquent de la force de pénétration nécessaire. Concernant la disposition des tubulures au niveau de la couronne de sortie (2), lesdites paires de tubulures sont réparties de sorte que la tubulure convergeant dans un sens, juxtapose directement la tubulure de la paire adjacente et qui présente une convergence opposée. Cependant, l'écartement entre les tubes d'une même paire ainsi que l'écartement des tubes adjacents de deux paires différents sera fonction du nombre de tubes devant équiper la tuyère et le diamètre de cette dernière. En effet, dans l'exemple illustré, ladite tuyère (1) comporte huit paires (3, ..., 10) de tubulures. Il est bien entendu évident qu'il s'agit ici d'un exemple de réalisation donné à titre d'illustration, le nombre de paires de tubulures pouvant être inférieur ou supérieur. Le nombre de paires de tubulures adjointes à la tuyère (1) sera notamment fonction de la taille du réacteur, mais également de la nuisance sonore des réacteurs, (...). Ainsi, afin de réduire le bruit lié aux jets propulsifs des réacteurs au moment de la phase de décollage ou de la phase d'approche de l'avion, on déclenche un soufflage d'air comprimé au travers des conduits d'amenée d'air jusqu'aux tubulures réparties au niveau de la couronne de sortie de ladite tuyère (1). De part le positionnement des tubulures au niveau de la couronne de sortie ainsi que leur répartition, les jets d'air comprimés sont propulsés hors des tubulure selon des incidences de convergence et de pénétration, perturbant alors le jet propulsif selon des triangles d'interaction fluide dans le sens de l'écoulement. Les jets d'air consistent en des jets contrôlés. Reliés à la partie haute pression de réacteur, leur alimentation est rendue effective uniquement dans les phases où le contrôle est nécessaire (généralement lors des phases de décollage ou d'atterrissage). En dehors de ces phases, les moyens de perturbation sont rendus entièrement inertes par simple arrêt de soufflage. L'avion ainsi équipé, ne présente aucune pénalisation en terme de traînée ou de perte de poussée. Avantageusement, les jets d'air peuvent être opérés les uns indépendamment des autres, offrant ainsi un dispositif de perturbation du jet primaire particulièrement flexible. Selon un mode de réalisation particulier de l'invention, il pourra être actionné seulement un jet sur deux, générant de ce fait une rotation des jets propulsifs. Selon un autre mode de réalisation particulier de l'invention, il peut être également envisagé une activation partielle desdits jets: actionnement des jets positionnés sur le haut, le bas, la droite ou la gauche de ladite tuyère (1), modifiant ainsi la directivité des émissions sonores. Selon un autre mode de réalisation, les jets de contrôle peuvent être actionnés de façon instationnaire afin de réduire les débits desdits jets de contrôle ou d'améliorer les performances dudit contrôle. L'invention est décrite dans ce qui précède à titre d'exemple. Il est entendu que l'homme du métier est à même 2872549 9 de réaliser différentes variantes de l'invention sans pour autant sortir du cadre du brevet. Avantageusement, le dispositif pourra être mis en place indifféremment sur l'une ou l'autre ou conjointement sur les deux faces de la couronne de sortie moteur (intérieure et extérieure), réalisant ainsi des chevrons à pénétration intérieure et/ou extérieure. Avantageusement, dans le cas de réacteurs double-flux, le dispositif peut être mis en place sur les lèvres de sortie de la couronne entourant le jet intérieur (jet chaud) mais aussi sur la couronne constituant la partie externe entourant le jet froid ou en même temps sur les deux couronnes. REVENDICATIONS 1. Réacteur d'avion comprenant une tuyère (1) éjectant un jet propulsif, ou comportant la confluence de deux jets propulsifs, ladite tuyère (1) présentant une couronne de sortie (2), caractérisé en ce que ladite couronne de sortie (2) comporte des moyens de perturbation dudit jet propulsif constitués au moins d'une paire (3 à 10) de conduits (3a, 3b, .. ., 10a, 10b) par lesquels sont éjectés des jets d'air, lesdits conduits (3a, 3b, ..., 10a, 10b) débouchant en sortie de ladite tuyère (1), et en ce que les conduits (3a, 3b, ..., 10a, 10b) de chaque paire (3 à 10) sont disposés convergents l'un par rapport à l'autre pour générer en sortie un triangle d'interaction des jets d'air. 2. Réacteur d'avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que les conduits (3a, 3b, ..., 10a, 10b) de chaque paire (3 à 10) convergent l'un vers l'autre en sortie de ladite tuyère (1) selon un angle de convergence compris entre 40 degrés et 70 degrés, et de préférence un angle de convergence de l'ordre de 60 degrés. 3. Réacteur d'avion selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que les conduits (3a, 3b, ..., 10a, 10b) sont disposés au niveau de la couronne de sortie (2) pour présenter par rapport à l'axe du jet propulsif un angle de pénétration compris entre 8 degrés et 20 degrés, et de préférence un angle de pénétration de 12 degrés. 4. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de perturbation comprennent 1 à 24 paires de conduits. 5. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les paires de conduits (3a, 3b, ..., 10a, 10b) sont réparties sur la couronne de sortie (2) de sorte que le conduit convergeant dans un sens, juxtapose un conduit, de convergence opposée, de la paire de conduits adjacente. 6. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les conduits (3a, 3b, ..., 10a, 10b) consistent en des tubulures réparties sur l'une ou les deux parois de ladite couronne de sortie (2). 7. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les conduits (3a, 3b, ..., 10a, 10b) consistent en des canaux intégrés dans l'épaisseur de la couronne de sortie (2). 8. Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les conduits (3a, 3b, ..., 10a, 10b) sont reliés à une alimentation d'air comprimé via un conduit d'amenée d'air, l'alimentation étant réalisée de préférence au niveau de la partie haute pression dudit réacteur. 9. Réacteur d'avion selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le conduit d'amenée d'air d'un conduit d'une paire constitue le conduit d'amenée du conduit de la paire adjacente et présentant une convergence opposée. 10.Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les conduits (3a, 3b, ..., 10a, 10b) présentent un diamètre de 20 à 50 fois plus petit que celui de la tuyère (1) en sortie. 11.Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les jets d'air (2) convergent par rapport à l'axe de la tuyère selon un angle compris entre 8 degrés et 20 degrés. 12.Réacteur d'avion selon l'une quelconque des 10 revendications précédentes, caractérisé en ce que les jets d'air consistent en des jets d'air contrôlés. 13.Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les paires de conduits sont réparties de manière symétrique sur la couronne de sortie (2) de ladite tuyère (1). 14.Réacteur d'avion selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que les paires de conduits sont réparties de manière non-symétrique sur la couronne de sortie (2) de ladite tuyère (1). 15.Avion comportant des réacteurs selon l'une quelconque des revendications précédentes.