FR 2058209 A1 19710528 FR 7029574 A 19700811 ^0 29574 1 2058209 L'invention est relative à des dispositifs d'éjection, à plusieurs jets, pour moteurs d'avions à réaction, du genre de ceux dans lesquels au moins deux tuyères d'éjection sont accouplées au moyen d'une partie d'une structure associée. 5 Sauf pour les vitesses de vol qui sont "bien inférieures à une valeur supersonique pour laquelle l'avion est conçu, les écoulements d'éjection de telles tuyères sont habituellement supersoniques. Dans les dispositifs d'éjection de moteurs d'avions de ce genre, la structure d'accouplement se termine à son extrémité arrière 10 ou aval, entre les tuyères, en avant, au droit ou en aval des ouvertures de sortie des tuyères d'éjection, qui, en général, sont disposées dans des plans normaux à la direction de l'écoulement d'éjection issu des tuyères. On sait que, parmi les inconvénients de ce genre de dispositifs^ 15 on peut citer notamment : 1°) la traînée qui résulte de la basse pression régnant dans la région située immédiatement en aval de la structure d'accouplement; 2°) la présence généralement nécessaire de moyens permettant 20 de faire varier la section de sortie des tuyères d'éjection de manière à pouvoir obtenir des conditions d'écoulement, plus proches des conditions idéales, à l'intérieur des tuyères d'éjection aux diverses vitesses de vol, la mise en oeuvre de tels moyens conduisant nécessairement à des complications de conception et à des aug-25 mentations de poids, à la formation de régions de basses pressions autour des écoulements d'éjection, c'est-à-dire à des augmentations de la traînée de base de l'avion. L'invention a pour but de fournir un dispositif perfectionné de moteur à réaction, du genre décrit ci-dessus, assurant des carac-30 téristiques de vol améliorées. Dans un dispositif d'éjection, à plusieurs courants, de moteur d'avion à réaction, du genre décrit ci-dessus, il est prévu, conformément à l'invention, de brûler un mélange combustible/air dans la région située immédiatement à l'arrière de la structure d'accouple-35 ment entre les tuyères d'éjection, les ouvertures des tuyères d'éjection étant prévues avec leurs plans de sortie convergeant en direction amont et les conduits de tuyères d'éjection qui vont,dans le dispositif, des buses d'aspiration respectives aux ouvertures de sortie ayant leurs surfaces formées conformément à la théorie de 40 Prandtl-Meyer sur les écoulements supersoniques à deux ou.trois BAD ORIGINAL/ 5*0 29174 2 2058209 dimensions en détente supersonique0 Une tuyère d'éjection supersonique ayant des renflements formés intérieurement de cette manière est décrite dans le brevet anglais n° 1.132.236. 5 L'effet de la combustion du mélange de combustible et d'air dans la.région située en arrière de la structure d'accouplement de l'avion est d'augmenter la pression en cette région avec une réduction consécutive de la traînée de base, cette augmentation de pression pouvant en fait être telle qu'il s'exerce une véritable poussée 10 vers l'avant sur la structure d'accouplement de l'avion. La conformation des conduits des tuyères d'éjection et la présence entre eux de l'écoulement de base élimine la nécessité de prévoir des tuyères d'éjection à section de sortie variable, du fait que chaque courant d'éjection est délimité, d'un côté, par la fron-15 tière d'un courant libre » La variation de la section interne de la buse d'aspiration des tuyères ou des sections des tuyères en aval des buses d'aspiration et à l'intérieur des conduits des tuyères demeure souhaitable et est décrite ci-après. Il est avantageux de former la région située en arrière de la 20 structure d'accouplement, entre les tuyères, sous forme d'une paroi ou d'une surface bombéef mais à face arrière non nécessairement plane 5 mais qui5 si elle est plane, peut être normale à la direction de l'écoulement d'éjection lorsqu'il est complètement détendu et avec cette disposition il peut être prévu d'injecter du combustible 25 à travers cette paroi directement dans la région située en aval de celle-ci ou autour de sa périphérie » On peut aussi injecter du combustible dans le courant d'air en amont de l'extrémité postérieure de la structure d'accouplement de l'avion pour former un mélange combustible/air qui est brûlé dans, 30 ou au voisinage de, la région située en arrière de la structure d'accouplement, seul ou conjointement avec du combustible injecté à travers la paroi orientée vers l'arrière ou autour de sa périphériea L'allumage du mélange combustible/air peut être obtenu comme conséquence de son contact et de son mélange avec les gaz d'éjection 35 chauds sortant des tuyères d'éjection et/ou par la mise en oeuvre de dispositifs d'allumage, tels que des bougies à incandescence, disposées dans la région où est formé le mélange combustible/air. L'allumage du combustible injecté en aval de l'extrémité postérieure petit aussi être commandé au droit, ou en amont, de l'extrémité pos-40 térieure par des dispositifs d'allumage et/ou par simple contact 3ÂD ORIGINAL 70 29574 3 2058209 avec •une région de combustion existant à l'extrémité postérieure. Il est souhaitable que les buses d'aspiration des tuyères soient de section circulaire du fait que la pression et la température de l'écoulement d'éjection y sont très élevées, auquel cas les 5 conduits des tuyères, calculés suivant la théorie de Prandtl-Meyer des écoulements à deux dimensions, comporteront chacun une ouverture d'éjection plane et de forme elliptique. A l'emplacement où les ouvertures de sortie rejoignent la région située en arrière de la structure d'accouplement et, en vue d'éviter une disposition cons-10 tructive susceptible d'entraîner des complications géométriques, la paroi arrière de la structure d'accouplement est évidée suivant une surface concave pour s'adapter à la forme des régions d'extrémité intérieures des ouvertures de sortie des tuyères, l'évidement de la structure peut être incurvé dans les trois dimensions ou être cylin-15 drique et sa concavité favorise l'allumage, l'intensité et le maintien de la combustion, une fois l'allumage effectué, et réduit aussi la traînée de base lorsqu'on n'injecte pas de combustible. Un mode de réalisation, nullement limitatif, d'un dispositif d'éjection commun à deux moteurs d'avion à réaction, conforme à l'in-20 vention, est décrit plus en détail ci-dessous en se référant aux dessins schématiques annexés dans lesquels : - la fig. 1 est une vue en plan du dispositif, - la fig. 2 est une vue en bout suivant la ligne II-II de la fig. 1, 25 - la fig. 3 est une vue en coupe suivant la ligne III-III de la fig. 2, et - les fig. 4, 5 et 6, enfin, montrent des détails de réalisation de diverses variantes. On a représenté en 11, sur la fig. 1, une paire d'organes de 30 sortie d'éjection de moteurs d'avion à réaction, avec la structure d'accouplement 12 de l'avion et on a indiqué par des flèches A la direction de l'écoulement d'éjection à la sortie des moteurs. Les organes de sortie 11 comportent des conduits de sortie 13 tronqués à leurs extrémités aval, de manière que leurs sorties soient situées 35 dans des plans 14 convergeant en direction amont. Les parois des conduits de sortie 13 sont des surfaces à trois dimensions dont la forme a été déterminée conformément à la théorie de Prandtl-Meyer pour les écoulements supersoniques à deux dimensions. La région d'extrémité aval de la structure 12 est évidée de la manière indi-40 quée en 15 sur la fig. 3. Une canalisation de combustible 17 amène 70 29574 4 2058209 du combustible d'une pompe (non représentée sur les figures) et le combustible traverse des gicleurs 18 disposés sur les faces supérieure et inférieure de la structure 12, et d'autres gicleurs 19 disposés dans l'évidement 15. Des bougies d'allumage 20 sont égale-5 ment prévues dans l'évidement 15. En plus, ou en variante, on peut injecter du carburant à travers des fentes ou des orifices disposés le long d'arêtes 21 des lèvres de l'évidement 15. Au cours du fonctionnement, du combustible se trouve éjecté à travers les gicleurs 18 et/ou 19 et/ou à travers les arêtes 21 et 10 le mélange combustible/air qui en résulte est allumé par les bougies d'allumage 20 et/ou par simple contact avec les gaz d'éjection chauds issus des conduits de sortie 13. L'allumage du combustible injecté en 18 peut être effectué par simple contact avec une flamme déjà établie dans la région située en aval de l'évidement 15. La 15 combustion s'effectue dans la région de l'extrémité arrière de la "structure 12 et dans la région située en aval de l'évidement 15. L'élévation de pression qui en résulte réduit la traînée de base qui se produirait autrement et peut même en pratique produire une poussée. La conformation des conduits de sortie 13 et leur disposi-20 tion tronquée à leurs extrémités postérieures se traduit par des conditions d'écoulement avantageuses à l'intérieur des conduits même si les gicleurs ne fonctionnent pas dans leurs conditions normales de service. Par exemple, la configuration donnée par les fig. 1, 2 et 3 est destinée à augmenter des écoulements d'éjection de mach 25 2 à des vitesses de vol transsoniques, lorsqu'on a grand besoin de réduire la traînée de base; les conditions avantageuses d'écoulement à l'intérieur des conduits sont encore conservées par suite de la présence d'une frontière d'air libre ou de flamme le long des courants d'éjection. 30 Les avantages résultant de la mise en oeuvre de l'invention sont les suivants : 1°) les conditions avantageuses de l'écoulement d'éjection sont obtenues à une vitesse autre que la vitesse optimale théorique; 2°) on évite la nécessité d'utiliser un dispositif mécanique 35 pour faire varier matériellement les sections de sortie des tuyères. Pour travailler à certaines vitesses de vol, en particulier à des vitesses subsoniques basses, la base évidée 15 peut être moins souhaitable, en vue de. ne pas réduire la traînée de base, qu'une configuration convexe de la base. Pour éviter cet inconvénient, la 40 base peut être réalisée de manière à présenter une géométrie variable, 70 29574 5 2058209 comme le montrent les fig. 4 et 5. Sur la fig, 4, on voit que la partie évidée 15 est montée sur un axe de charnière B autour duquel on peut la faire tourner par des moyens non représentés sur la figure, d'une position où elle présente sa concavité à l'extérieur, 5 position représentée en trait plein sur la figure, à une position où elle présente sa convexité à l'extérieur, position représentée en trait mixte et inversement. Une variante d'une telle disposition est représentée sur la fig. 5 dans laquelle on peut déplacer des plaques coulissantes 16, par des moyens non représentés sur la fi-10 gure, à partir d'une position où elles sont rétractées, position représentée en trait plein sur la figure, à une position où elles sont sorties, position représentée en trait mixte sur la figure et inversement. On peut faire varier la section des "buses d'aspiration en met-15 tant en oeuvre des plaques coulissantes (non représentées sur les figures) qui peuvent être sorties et rentrées pour faire varier la section des "buses d'aspiration. La combustion d'un mélange combustible/air pour réduire la traînée de base en augmentant la pression dans la région située im-20 médiatement en aval de la structure d'accouplement sera en général limitée aux vitesses de vol dépassant environ mach 0,7o H y a_lieu de noter que la région d'extrémité de la structure 12, représentée avec un évidement en 15, peut comporter une paroi plane comme on l'a indiqué en 15a sur la fig. 4, une paroi incurvée 25 comme on l'a indiqué en 15b sur la fig» 1, ou une paroi présentant un évidement incurvé comme on l'a indiqué en 15c sur la fig. 5. Ainsi qu'on l'a établi ci-dessus, il peut être souhaitable de prévoir de faire varier la section de la buse d'aspiration des tuyères ou les sections des tuyères en aval des buses d'aspiration et 30 à l'intérieur des conduits. Une disposition permettant ce genre de possibilité est représentée par la fig. 6 qui est une vue en bouts vue de l'avant, analogue à la fig. 2„ Comme on le voit, on peut déplacer deux plaques coulissantes 61, associées respectivement aux conduits 62, dans les deux sens entre des positions, représentées 35 en trait plein, où elles réduisent de beaucoup les sections des conduits, et des positions, où elles sont rétractées, représentées en trait interrompu, où les sections des conduits ne sont pas réduites. Des moyens (non représentés sur la figure) pour déplacer les plaques peuvent, par exemple, être constitués par un vérin hydraulique et 40 une tringlerie appropriée, pouvant être commandés par le pilote. 29574 e 2058209 On peut obtenir un effet analogue en utilisant des plaques articulées telles que celles dites "à iris" utilisées dans la région de post-combustion dès moteurs à réaction,, Gomme il va de soi et comme il résulte d'ailleurs déjà de ce qui précède, l'invention ne se limite nullement à ceux des modes d'application, non plus qu'à ceux des modes de réalisation de ses diverses parties, ayant été plus spécialement envisagés; elle en embrasse, au contraire, toutes les variantes. 70 29574 7 2058209 KBIŒUDICilIOHS 1 - Dispositif d'éjection à plusieurs jets pour moteurs d'avions à réaction, comportant au moins deux tuyères d'éjection accouplées au moyen d'une partie de structure associée de l'avion, 5 lequel dispositif est caractérisé en ce que des moyens (17, 18, 19, 20) sont prévus pour amener du combustible à être brûlé dans une région située immédiatement en arrière de la structure d'accouplement et dans laquelle les ouvertures de sortie des tuyères d'éjection sont prévues avec leurs plans de sortie convergeant en direc- 10 tion amont et les conduits de tuyères d'éjection, qui vont des buses d'aspiration respectives à l'intérieur de l'installation aux ouvertures de sortie, ayant leurs surfaces formées conformément à la théorie de Prandtl-Meyer des écoulements supersoniques, à deux ou trois dimensions, en détente supersonique aux environs d'un angle ou arête. 15 2 - Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que la structure d'accouplement de l'avion comporte line région postérieure constituée par une paroi à face arrière bombée, du combustible étant injecté à travers la susdite paroi directement dans la région située en aval de celle-ci. 20 3 - Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que la paroi à face arrière bombée a sa face arrière concave. 4 - Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il est prévu des moyens pour faire varier la configuration de la paroi arrière. 25 5 - Dispositif selon l'une quelconque des revendications pré cédentes, caractérisé en ce que les buses d'aspiration des tuyères sont de section circulaire. 6 - Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens pour injecter 30 du combustible dans le courant d'air, en amont de la paroi arrière. 7 - Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens pour faire varier la section intérieure des buses d'aspiration des conduits de tuyères ou la section de ces conduits en aval des buses d'aspi- 35 ration, à l'intérieur des conduits. 8 - Dispositif selon la revendication lt caractérisé en ce que ces moyens sont constitués par un organe analogue à une plaque, associé à chaque conduit de tuyère et monté coulissant sur la structure associée de l'avion, le susdit organe pouvant s'étendre à 40 l'intérieur du conduit pour réduire sa section et pouvant se 70 29574 rétracter dans une position où il est inopérant. 2058209