FR 2515264 A1 19830429 FR 8217940 A 19821026 Entrée d'air supersonique en demi-corps de révolution Pour opulseurs reaction, notamment our moteurs-fusées du type statoréacteur a' propergols solides La présente invention concerne une entrée d1air supersonique en demi-corps de révolution, avec obstacle semiconique, pour propulseurs à réaction, notamment pour moteursfusées du type statoréacteur à propergols solides sans régulation mécanique du débit d'entrée d'air ni du courant de poussée pour la propulsion de missiles et aéronefs guidables, une fente d'air qui est enjambée par un soc, ou éperon, de couche limite laissant passer le courant de couche limite du mis- sile ou de l'aéronef étant placée entre la surface de base de ladite entre d1air, ou de l'obstacle,et le contour extérieur, voisin, dudit missile ou avion et un dispositif d'éjection d'air étant installé dans la région du flux, ou veine, rectiligne échappé, et oscillant en va-et-vient, dans l'état de fonctionnement sous-critique. Dans les avions se déplaçant avec des nombres de Mach en vol élevés, le diffuseur supersonique convertit en énergie de pression la forte énergie cinétique de l'air affluant en détruisant la vitesse de ce dernier. Dans les propulseurs du type statoréacteur, le diffuseur supersonique est seul à assumer cette tâche, L'air ainsi comprimé est ensuite utilisé en air de combustion dans la chambre prévue à cet usage. Les flux de compression apparaissant de façon caractéristique pour les courants supersoniques sur des corps entourés par ceux-ci sont utilisés à la conversion d'énergie cinétique en énergie de pression dans les entrées supersoniques0 Dans celles qui sont affectées à des propulseurs de vol, il se présente successivement plusieurs flux de compression obliques et un flux de-compression terminal vertical derrière lequel il règne un courant subsonique dont la vitesse diminue encore dans le diffuseur subsonique suivant avec augmentation simultanée de la pression0 On distingue dans les diffuseurs supersoniques deux états de fonctionnement, à savoir le fonctionnement "sur- critique", dans lequel le flux de compression terminal vertical se trouve a' l'intérieur du diffuseur et le fonctionnement "sous-critique" dans lequel ce meme flux de compression terminal migre devant le. bord du canal d'entrée. Ce second état de fonctionnement, souvent inévitable dans les propulseurs des missiles non soumis à régulation, s"accompagne de processus d'écoulement instables. Ce phénomène est appelé "ronflement" dans le langage technique. En même temps le flux de compression vertical, qui a déjà migré devant le bord avant du canal d'entrée, ne trouve pas de position stable et oscille en déséquilibre. Cela provoque de fortes variations de pression dans l'écoulement et par.conséquent une chute importante de la pression moyenne et du débit d'air.Dans les réacteurs à combustible liquide, ilpeut en résulter l'extinction de la chambre dé combustion, De plus dans des missiles comportant, par exemple au nombre de quatre, plusieurs entrées d'air réparties sur le pourtour et n'alimentant en oxygène atmosphérique qu'une seule chambre de combustion et dans des situations de vol à fort angle de dérapage, la chute de pression provoquée dans une entrée d'air par le ronflement peut engendrer, avec les autres entrées dlair, des inter fdrences entraînant des retours de courant accompagnés d.e jaillissement de flammes.Enfin, en mettant les choses au pisw le ronflement peut causer la destruction mécanique complète de la structure de 11 entrée d'air et du missile0 C'est pourquoi il faut absolument éviter ce "ronflement11 extrtmement nuisibles On y parvient souvent en ne plaçant pas le point d'application au point de fonctionnement critique théoriquement favorable, inais en le transférant quelque peu 'a l'intérieur de la zone surcritique.Normalement, l'entrée d'air fonctionne là de façon stable avec une faible résistance d'entrée et un gain de pression suffisamment élevé, Un moyen particulier pour empêcher, même dans des situations de vol exceptionnelles, le redoutable ronflement en toute certitude dans des entrées d'air supersoniques pour moteurs-fusées du type statoréacteur consiste, comme l'expose la demande de brevet allemand DE-OS 28 Ot 119, à ménager -dans le corps d'obstacle semi-conique des ouvertures, ou fentes, de sortie d'air dans la zone où le flux de compression vertical échappé dans l'état de fonctionnement fortement sous-critiqué se trouve provisoirement et oscille de-ci, de-là. 'écoulement de la couche limite dans la zone précitée du diffuseur d'entrée, ou du corps d'obstacle, située directement devant le plan d'entrée de l'air stabilise la le flux de compression échappé et empêche par conséquent le ronflement. Les ouvertures de sortie de ce dispositif d'éjection débouchent en direction de la fente de couche limite, et le soc de couche limite est établi en sorte que la pression dans ladite fente de couche limite soit inférieure à celle qui règne sur la surface du corps d'obstacle, c'est-à-dire derrière le premier flux de compression, mais au moins inférieure à la pression que l'on observe derrière le flux de compression vertical échappé, en arrière duquel le courant de sortie a alors lieu. Mais, dans ltétat de fonctionnement surcritique aussi il se pose, dans les entrées d'air supersoniques, des problèmes particuliers pouvant avoir des effets désavantageux sur le comportement de puissance de l'installation de propulsion. Etant donné que, d'une part, pour des raisons de demande de puissance changeante du propulseur et de situations de vol différentes, on ne peut pas non plus éviter ds états de fonctionnement surcritiques, cela notamment dans des entrées d'air supersoniques à géométrie d'entrée rigide, il faut, d'autre part, avoir soin que, dans cet état de fonctionnement, il ne se perde sur l'entrée d'air, par écoulement latéral sur la partie avant du corps d'obstacle semi-conique, que des quantités d'air aussi faibles que possible. L'invention a par conséquent pour objet une entrée d'air supersonique qui, d'une part-, empeche le mieux possible dans l'état de fonctionnement fortement surcritique un écoulement d'air de la zone de pression plus élevée qui règne au-dessus du corps d'obstacle avant le plan d'entrée d'air vers le côté inférieur dudit corps d'obstacle, ou laprépondérance revient à une pression relativement faible, mais qui, d'autre part, n'empeche pas dans la zone de fonctionnement sous-critique l'écoulement d'air devant le plan d'entrée à travers le dispositif d'éjection précité aux fins de suppression du ronflement0 Cette entrée d'air supersonique est caractérisée par le fait qu'une plaque de séparation est disposée sur chacun des deux cotés de l'obstacle semi-conique sous la forme d'uns triangle aigu sur la pointe conique de ce dernier et s'étendant de celle-ci jusqu'à l'intérieur de la zone d'éjection dudit obstacle. Suivant un mode de réalisation préfé-ré de l'invention, le côté extérieur de chaque plaque de séparation dépasse le contour du premier flux de compression, cela notamment d'un angle de 2 'a 54. De plus, le côté arrière de chacune de ces plaques de séparation peut correspondre sensiblement 'a la ligne de Mach issue du sommet extérieur de ces plaques et passant par le pied marqué par le flux rectiligne échappé. Le dispositif selon l'invention offre cet avantage que, dans l'état de fonctionnement sureritique, la sortie de débits partiels d'air en débits de perte, de la zone de pression plus elevée se trouvant au-dessus de l'obstacle semi-conique derrière le premier flux de compression vers ra zone de basse pression se trouvant au-dessous dudit obstacle semi-conique, c'est-j-dire vers la fente de couche limite, se trouve considérablement diminuée. Le courant d'entrée d'air bénéficie donc du débit d'air qui sans cela sortirait, si bien que, pendant cet état de fonctionnement anormal, on évite pour une large part une chute de puissance et-la sécurité du fonctionnement est accrue.En outre, dans l'état de fonctionnement sous-critique, la configuration et la localisation particulières des deux plaques permettent une sortie de débit d'air à travers le dispositif d'éjection0 L'invention sera mieux comprise 'a l'aide de la description détaillée d'un mode de réalisation pris comme exemple non limitatif et illustré schématiquement par le dessin annexé, sur lequel la figure 1 est une vue de dessus d'une entrée d'air supersonique en demi-corps de rotation selon ladite invention pour un missile ; la figure 2a est une vue latérale de cette entrée d'air dans l'état de fonctionnement sous-critique; la figure 2b est une vue latérale dans l'état de fonctionnement surcritique ; la figure 3 est une vue en perspective de cette même entrée d'air également dans l'état de fonctionnement surcritique. L'entrée d'air représentée se compose essentiellement d'un corps d'obstacle semi-conique d et d'une enveloppe d'entrée d'air 2, dont l'arête avant 2a détermine le plan d'entrée Eb Pour ménager le courant de couche limite SG à fortes pertes qui règne entre le missile 3 et le coté inférieur U de l'entrée d'air, il est établi dans la fente de couche limite G un soc de couche limite 4. Un dispositif d'éjection 5 est installé sur le corps d'obstacle t, devant le plan d'entrée E, dans la zone en laquelle le flux rectiligne échappé Stg se trouve pendant l'état de fonctionnement fortement sous-critique. Ce dispositif se compose de plusieurs rangées de canaux de sortie d'air 5 qui débouchent sur la surface de base U de l'entrée d'air et sont recouverts d'une tale perforée 7 sur le corps d'obstacle 1o Une plaque de séparation 8 est disposée sur chacun des deux catés du corps d'obstacle 1, cela sous la forme d'un triangle aigu sur la pointe conique 9 dudit corps d'obstacle 1 et s'étendant de celle-ci jusqu'a l'intérieur de la zone d'ejection 5 de ce dernier0 Les cotés extérieurs 10 des deux plaques de séparation 8 dépassent quelque peu le contour du premier flux de compression Stol, cela notamment d'un angle a d'environ 2.à 5 O Vu de l'extérieur, le côté arrière 11 de chaque plaque de séparation 8 pénètre obliquement vers l'arrière et l'intérieur dans la zone d'éjection 5 et correspond sensiblement à la ligne de Mach issue du sommet extérieur P de ladite plaque et passant par le pied F marqué par le flux rectiligne échappé Stg. La figure 2a représente l'entrée d'air pendant l'état de fonctionnement fortement sous-critique, dans lequel le flux de compression rectiligne Stg-a échappé. L'éjection d'airÂt de la zone proche de la limite située au-dessus du corps d'obstacle 1 par le dispositif d'éjection 5 stabilise dans sa position le flux rectiligne Stg oscillant de-ci, de-là, ce qui supprime le dangereux ronflement. Sur la figure 2b, le cas de fonctionnement fortement surcritique prédomine0 Il ne sort ici que peu d'air bu travers le dispositif d'éjection So On constate avant tout l'effet des deux plaques de séparation 8, qui enpêchent dans une très large mesure la sortie de quantités d'air sous pression se trouvant derrière le premier flux de compression Sti vers la zone de plus basse pression, ou vers la fente de couche limite G comprise entre la surface de base U de l'entrée d'air et le missile 3. Cette part d'air .demèurant, à l'aide des plaques de séparation 8 selon l'invention, sur le corps d'obstacle semi-conique t profite par conséquent aussi å l'entrée-d'air dans l'état de fonctionnement fortement surcritique et afflue en air de combustion au propulseur avec les autres parts d'airs REVENDICATIONS le Entrée d'air supersonique en demi-corps de révolution, avec obstacle semi-conique, pour propulseurs à réaction, notamment pour moteurs-fusées du type statoréacteur à propergols solides sans régulation mécanique du débit d'entrée d'air ni du courant de poussée pour la propulsion de missiles et aéronefs guidables, une fente d'air qui est enjambée par un soc, ou éperon, de couche limite laissant passer le courant de couche limite du missile ou de l'aéronef étant placée entre la surface de base de ladite entrée d'air, ou de l'obstacle, et le contour-extérieur, voisin, dudit missile ou avion et un dispositif d'éjection d'air étant installé dans la région du flux, ou veine, rectiligne échappé, et oscillant en va-et-vient, dans l'état de fonctionnement sous-critique, entrée d'air caractérisée par le fait qu'une plaque de séparation(8) est disposée sur chacun des deux cotés de l'obstacle (1) sous la forme d'un triangle aigu sur la pointe conique(9)de ce dernier et s'étendant de celle-ci Jusqu'a l'intérieur de la zone d'éjection dudit obstacle (1). 20 Entrée d'air supersonique en demi-corps de revolution selon la revendication 1 caractérisée par le fait que le côté extérieur (10) des deux plaques de séparation'(8) dépasse le contour du premier flux de compression(Stl), cela notamment d'un angle (a) de 2 à 5 . 3. Entrée d'air supersonique en demi-corps de révolution selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2 caractérisée par le fait que le coté arrière (17) de chaque plaque de séparation (8) correspond sensiblement à la ligne de Mach issue du sommet extérieur (P) de ladite plaque et passant par le pied (F) marqué par le flux rectiligne échappé (Stg).